RU2422309C1 - Комбинированный летательный аппарат - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам на воздушной подушке. Летательный аппарат содержит дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, кабину, силовую установку с толкающими винтами, воздушную подушку в виде надувного торового баллона с гибким ограждением, колесно-лыжные опоры под корпусом, глиссирующую поверхность под кабиной и гидрокрыло сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе. На передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля установлены продольные аэродинамические гребни. Изобретение направлено на обеспечение устойчивого и управляемого полета, повышение безопасности, увеличение подъемной силы и снижение массы конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА), производящим взлет и посадку с использованием воздушной подушки вертикально или, как обычный самолет, с разбегом и пробегом.

Известен комбинированный летательный аппарат (патент РФ №2012512, опубл. 15.05.1994 г.), содержащий дискообразный центроплан, внутри которого размещен вертикальный тоннель с открытыми входным и выходным отверстиями, в котором на удобообтекаемом теле установлен подъемный винт, снабженный системой изменения общего и циклического шага лопастей винта, причем площадь поперечного сечения тоннеля в плоскости вращения подъемного винта составляет 0,3-0,8 от площади воздушной подушки посадочного устройства, при этом входное отверстие тоннеля образовано торовой поверхностью, сопряженной с верхней поверхностью центроплана, боковые крылья, хвостовое оперение, выполненное в виде двух килей, размещенных на продольных хвостовых балках, и пересекающего кили горизонтального стабилизатора, пилотско-пассажирскую кабину, посадочное устройство на воздушной подушке, охватывающее выход из тоннеля, единую силовую установку, состоящую из двух блоков двигателей, соединенных с помощью трансмиссии с подъемным винтом и двумя маршевыми винтами.

Данный комбинированный летательный аппарат обладает следующими недостатками:

- большим аэродинамическим сопротивлением и низкой несущей способностью центроплана как на переходных режимах полета, так и в крейсерском полете из-за того, что входное и выходное отверстия тоннеля не имеют устройств для регулирования направления воздушного потока, проходящего через тоннель;

- неустойчивым движением на воздушной подушке, особенно по курсу, при взлете и посадке из-за отсутствия стабилизирующих элементов, например дополнительного колесного или колесно-лыжного шасси, которые служат для удержания летательного аппарата на взлетно-посадочной полосе при ветровых нагрузках и маневрировании;

- недостаточная управляемость и стабилизация летательного аппарата на вертикальных переходных режимах полета из-за отсутствия дополнительных органов управления, а применение для этих целей подъемного винта, снабженного системой изменения общего и циклического шага, неэффективно, так как винт находится не в открытом воздушном потоке, а в затенении, в тоннеле;

- кроме того, единая силовая установка, состоящая из блоков двигателей и сложной механической трансмиссии, требует больших затрат конструктивной массы, что приводит к низкой весовой отдаче летательного аппарата.

Указанные недостатки устранены в комбинированном летательном аппарате (патент РФ №2092381, опубл. 10.10.1997 г.).

Данный комбинированный летательный аппарат (ЛА) содержит дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с несущим винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, боковые консоли крыла, хвостовое оперение с горизонтальным оперением и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса, силовую установку с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона (посадочного тора) с гибким ограждением по передней и боковым его частям в виде колесно-лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса, в виде глиссирующей поверхности под пилотско-пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в центральный тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и в виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, и также в виде элевонов, установленных на горизонтальном оперении, струйные закрылки, установленные на задних кромках консолей крыла и корпуса.

Недостатками данного ЛА является боковая неустойчивость («валежка») при боковом ветре или маневре (развороте) на переходных (взлетно-посадочных) режимах полета, что приводит к ослаблению эксплуатационных свойств аппарата.

Задача настоящего изобретения заключается в разработке комбинированного ЛА с улучшенными эксплуатационными качествами, позволяющими обеспечить устойчивый и управляемый полет на всех режимах, особенно на взлетно-посадочных.

В задачу изобретения входит также снижение массы конструкции, повышение надежности, увеличение подъемной силы, а также повышение безопасности полета, особенно при отказе одного из маршевых двигателей.

Для решения этих задач комбинированный ЛА, содержащий дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовую установку с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного баллона с гибким ограждением по передней и боковым его частям, в виде колесно-лыжных опор и в виде глиссирующей поверхности под пилотско-пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и в виде струйных рулей, установленных на стабилизаторе и крыльевых консолях, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, элевоны, установленные на стабилизаторе, согласно изобретению

- он снабжен двумя и более продольными аэродинамическими гребнями, установленными на передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля;

- силовые установки выполнены с раздельным приводом подъемного и двух и более маршевых винтов (каждый от своего двигателя) или в виде единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта от двигателей-газогенераторов маршевых винтомоторных установок (ВМУ), установленных на пилонах сзади корпуса в плоскости хвостовых балок и стабилизатора;

- вход в тоннель, входной коллектор, выполнен в виде торовой поверхности с образующим радиусом, равным или более 0,25 величины радиуса подъемного винта, размещенного в тоннеле;

- величина площади поперечного сечения тоннеля в плоскости входного коллектора, в которой размещена плоскость вращения подъемного винта, равна или менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном с гибким ограждением.

Такая конструкция позволяет устранить боковую неустойчивость и недостаточную управляемость на взлетно-посадочных режимах при работающем подъемном винте при наличии бокового ветра и маневра, так как установленные на передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля продольные аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока на входе в тоннель сбоку и тем самым исключают смещение центра равнодействующей аэродиначеской подъемной силы в сторону и, как следствие, возникновение момента крена, вызывающего боковую неустойчивость и недостаточную управляемость.

Применение силовых установок с раздельными приводами подъемного и маршевых винтов или применение единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта позволит значительно снизить массу конструкции силовых установок и повысит их надежность за счет исключения сложной трансмиссии: редукторов, валов, муфт и пр., характерной для силовых установок с механическим приводом подъемного и маршевого винтов.

Размещение маршевых ВМУ на задней части корпуса на пилонах в плоскости хвостовых балок, на которых установлены кили, и в плоскости стабилизатора позволяет обеспечить полную обдувку хвостового оперения воздушным потоком от винтов, тем самым обеспечить управляемость и стабилизацию на малых взлетно-посадочных скоростях и при отказе одного из маршевых ВМУ.

Применение входного коллектора с образующим его радиусом, равным или более 0,25 величины радиуса подъемного винта, позволяет значительно увеличить подъемную силу на дискообразном корпусе при работающем подъемном винте за счет разрежения сверху корпуса на большей его площади. А применение входного коллектора с величиной поперечного сечения его площади менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки также позволяет при неизмененном диаметре подъемного винта значительно увеличить подъемную силу за счет большей эффективности воздушной подушки при движении летательного аппарата на воздушной подушке.

По имеющимся у заявителя сведениям, совокупность существенных признаков заявляемого комбинированного ЛА не известна из уровня техники, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».

По мнению заявителя, сущность заявляемого изобретения не следует главным образом из известного уровня техники, так как из него не выявляется вышеуказанное влияние на достигаемый технический результат - новое свойство объекта - совокупности признаков, которые отличают от прототипа заявляемый комбинированный ЛА, что позволяет сделать вывод о его соответствии критерию «изобретательский уровень».

Совокупность существенных признаков, характеризующих сущность изобретения, может быть многократно использована в производстве ЛА со смешанным принципом полета с получением технического результата, заключающегося в повышении устойчивости и управляемости на взлетно-посадочных режимах, снижении массы конструкции, увеличении подъемной силы, что позволяет сделать вывод о соответствии комбинированного летательного аппарата критерию «промышленная применимость».

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображены:

на фиг.1 - комбинированный ЛА, вид сбоку;

на фиг.2 - комбинированный ЛА, вид в плане;

на фиг.3 - комбинированный ЛА, вид спереди;

на фиг.4 - единая силовая установка с газовым приводом подъемного винта, вид сбоку;

на фиг.5 - единая силовая установка, вид сверху.

Комбинированный ЛА содержит дискообразный корпус 1 (фиг.1) с центральным тоннелем 2, внутри которого установлено удобообтекаемое тело 3 с подъемным винтом 4 на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками 5 аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину 6, силовые установки с раздельным приводом подъемного 4 и двух или более маршевых винтов 7 от каждого двигателя 8 или единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4 от двигателей-газогенераторов 9 маршевых винтомоторных установок (ВМУ), размещенных на пилонах 10 сзади корпуса 1, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона 11 с гибким ограждением 12 по передней и боковым его частям в виде колесно-лыжных опор 13 и 14 под нижней поверхностью ЛА, в виде глиссирующей поверхности 15 под пилотско-пассажирской кабиной 6 и гидрокрыла 16 сзади корпуса 1, поворотные створки 17, установленные на входе в тоннель 2, органы управления и стабилизации 18 в виде воздушных рулей, установленные на выходе из тоннеля 2, крыльевые консоли 19, хвостовое оперение со стабилизатором 20 и килями 21, установленными на задней части корпуса 1, струйные закрылки 22 и 23, установленные на задних частях крыльевых консолей 19 и корпуса 1, струйные рули 24 и 25 (фиг.2), установленные на стабилизаторе 20 и крыльевых консолях 19, элевоны 26, установленные на стабилизаторе 20, продольные аэродинамические гребни 27 (фиг.2, 3), установленные на передней части корпуса 1 сверху с двух сторон тоннеля 2.

Для осуществления вертикального взлета целесообразно применить единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4.

Единая силовая установка с газовым приводом содержит два двигателя-газогенератора 9 с двумя маршевыми винтами 7 толкающего типа, подъемный винт 4, соединенный концами лопастей 28 с приводной турбиной 29, газовый коллектор 30 (фиг.4, 5), размещенный внутри входного коллектора 31 тоннеля 2, газоводы 32, соединенные с двигателями-газогенераторами 9, в которых размещены поворотные заслонки 33 перед свободной турбиной 34, которая соединена с редуктором 35, предназначенным для привода маршевого винта 7. Входной коллектор 31 выполнен в виде торовой поверхности с образующим радиусом, равным или более 0,25 от величины радиуса подъемного винта 4, размещенного в тоннеле 2. При этом величина площади поперечного сечения тоннеля 2 в плоскости входного коллектора 31, в которой размещена плоскость вращения подъемного винта 4, равна или менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном 11 с гибким ограждением 12.

Взлет с использованием воздушной подушки происходит следующим образом. С помощью компрессора (не показан) происходит наддув торового баллона 11 с одновременным выпуском по передней и боковых его частей ограждения 12. Производится запуск подъемного винта 4 и выход на расчетную мощность, в результате чего подъемный винт 4 нагнетает воздушный поток в полость воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном 11 и гибким ограждением 12. Возникает наряду с реактивной подъемной силой от винта подъемная сила от воздействия воздушной подушки. Подъемная сила в целом становится значительно больше, если величина образующего радиуса входного коллектора 31 равна или больше 0,25 величины радиуса подъемного винта 4, а соотношение величин площадей плоскости вращения подъемного винта 4 и опорной поверхности воздушной подушки равно или меньше 0,3. При этом поворотные створки 17 открыты. Колесно-лыжные опоры 13 и 14, опираясь на поверхность земли, обеспечивают необходимое сцепление ЛА с ней. Затем производится запуск маршевых ВМУ. С выходом маршевых ВМУ на расчетную мощность ЛА производит разбег на воздушной подушке и колесно-лыжных опорах 13 и 14, которые продолжают обеспечивать сцепление с поверхностью земли и движение по курсу. Дополнительно устойчивое движение по курсу как при разбеге, так и при наборе высоты обеспечивается истечением воздушного потока назад из полости воздушной подушки и за счет обдува килей 21 воздушным потоком от маршевых винтов 7.

Аэродинамические гребни 27 ограничивают перетекание воздушного потока в тоннель 2 при маневре или боковом ветре и тем самым исключают боковую неустойчивость или так называемую «валежку» на взлете или посадке.

Элевоны 26, установленные на стабилизаторе 20, обеспечивают наряду с элеронами (на чертеже не указаны) дополнительную боковую балансировку на взлете или посадке при малых скоростях полета также за счет обдува элевонов 26 маршевыми винтами 7.

Струйные закрылки 22 и 23 наряду с рулями высоты (на чертеже не указаны) компенсируют большой кабрирующий момент на корпусе 1, вызванный работой подъемного винта 4 в тоннеле 2, и тем самым обеспечивают необходимую продольную балансировку.

После набора высоты и перехода в горизонтальный полет подъемный винт 4 останавливается, створки 17 закрывают тоннель 2, баллон 11 и гибкое ограждение 12 убираются, необходимая подъемная аэродинамическая сила создается на корпусе 1 и крыльевых консолях 19.

При снижении и посадке вышеназванные операции повторяются в обратном порядке: выпускается торовый баллон 11 и гибкое ограждение 12, запускается подъемный винт 4 с одновременным открытием поворотных створок 17 тоннеля 2. Посадка осуществляется на колесно-лыжные опоры 13 и 14 с использованием воздушной подушки.

При взлете и посадке на воду вступают в работу глиссирующая поверхность 15 и гидрокрыло 16.

Комбинированный ЛА имеет единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4 от двигателей-газогенераторов 9 маршевых ВМУ, мощность которых достаточна для осуществления вертикального взлета и посадки.

Вертикальный взлет в этом случае осуществляется следующим образом. Производится запуск двигателей-газогенераторов 9 маршевых ВМУ, заслонки 33 которых поворачиваются в положение направления газовых потоков в коллектор 30 с помощью газоводов 32. Газ поступает на приводную турбину 29, которая скреплена с концами лопастей 28 подъемного винта 4. При этом одновременно открываются поворотные створки 17, через которые воздух поступает на подъемный винт 4. По мере увеличения оборотов и мощности приводной турбины 29 и подъемного винта 4 увеличивается подъемная сила (в основном, реактивная от винта), равная весу ЛА, в результате чего происходит вертикальный взлет на заданную высоту, с которой осуществляется переход в горизонтальный полет. Для этого поворотные заслонки 33 двигателей-газогенераторов 9 поворачиваются, подавая газ на свободную турбину 34, которая с помощью редуктора 35 приводит во вращение маршевый винт 7, в результате чего создается горизонтальная тяга и горизонтальное движение ЛА. По мере увеличения скорости горизонтального полета увеличивается аэродинамическая сила на крыльевых консолях 19 и корпусе 1 и снижается реактивная подъемная сила от подъемного винта 4. Когда аэродинамическая подъемная сила станет равной весу ЛА, то отключается привод подъемного винта 4 путем поворота заслонок 33 на полный привод свободной турбины 34, приводящей маршевый винт 7. Поворотные створки 17 полностью закрывают тоннель 2. Переход вертикального режима полета в горизонтальный может осуществляться с набором высоты и без него.

Стабилизация и управление на вертикальном взлете (посадке), висении и малых скоростях переходных режимов полета (с вертикального полета на горизонтальный и обратно) осуществляется за счет органов управления и стабилизации 18, установленных на выходе из тоннеля 2 и струйных рулей 24 и 25, размещенных на стабилизаторе 20 и крыльевых консолях 19.

Предложенный комбинированный ЛА является устойчивым и управляемым как в полете, так и при взлете и посадке на землю, слабонесущих грунтах, воде за счет повышения боковой устойчивости при наличии аэродинамических гребней, продольной устойчивости и управляемости за счет элевонов и струйных закрылков и рулей, является также высокоэффективным за счет снижения массы конструкции силовых установок. При этом комбинированный ЛА может эксплуатироваться не только при наличии подготовленных взлетно-посадочных площадок, но и при их отсутствии, т.е. осуществлять безаэродромную эксплуатацию. Это, а также создание экспериментального образца позволяет сделать вывод о соответствии комбинированного ЛА «промышленная применимость».

Claims (4)

1. Комбинированный летательный аппарат, содержащий дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовую установку с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона с гибким ограждением по передней и боковым его частям, в виде колесно-лыжных опор под нижней поверхностью корпуса и в виде глиссирующей поверхности под пилотско-пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе, отличающийся тем, что на передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля установлены два и более продольных аэродинамических гребня.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что силовые установки выполнены с раздельным приводом подъемного и двух и более маршевых винтов или в виде единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта от двигателей-газогенераторов маршевых винтомоторных установок, размещенных на пилонах сзади корпуса в плоскости хвостового оперения и стабилизатора.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вход в тоннель, входной коллектор выполнен в виде торовой поверхности с образующим радиусом, равным или более 0,25 от величины радиуса подъемного винта, размещенного в тоннеле.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что величина площади поперечного сечения тоннеля в плоскости входного коллектора, в которой размещена плоскость вращения подъемного винта, равна или менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном с гибким ограждением.

Images