RU2466061C2 - Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts - Google Patents
Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts Download PDFInfo
- Publication number
- RU2466061C2 RU2466061C2 RU2010100721/11A RU2010100721A RU2466061C2 RU 2466061 C2 RU2466061 C2 RU 2466061C2 RU 2010100721/11 A RU2010100721/11 A RU 2010100721/11A RU 2010100721 A RU2010100721 A RU 2010100721A RU 2466061 C2 RU2466061 C2 RU 2466061C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fragments
- fuselage
- engine
- fragment
- flight
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к авиационной отрасли - авиаперевозкам и авиастроению, преимущественно к производству летательных аппаратов государственной, корпоративной и экспериментальной авиации и их эксплуатации, а именно к конструкции, технологии производства и использования поршневых и реактивных аэролетов местных, среднемагистральных и межконтинентальных сообщений, эксплуатация которых возможна без аэродромной инфраструктуры.The group of inventions relates to the aviation industry - air transportation and aircraft building, mainly to the production of aircraft of state, corporate and experimental aviation and their operation, namely to the design, production technology and use of piston and jet airliners of local, medium-haul and intercontinental communications, the operation of which is possible without airfield infrastructure.
Мировая экономика вынуждена нести большие затраты на производство, использование двух технологий авиастроения - самолетной и вертолетной вследствие невозможности безаэродромных авиаперевозок самолетами. Даже несмотря на более высокую себестоимость вертолетной технологии для изготовителя и существенно меньшую экономичность вертолетных перевозок по грузоподъемности и скорости относительно самолетных, производители и потребители считают такое раздвоение авиастроения неизбежным. Эксплуатационные свойства самолетной технологии существенно ухудшаются из-за потребности в аэродромах с дорогостоящими взлетно-посадочными полосами и светотехническим оборудованием, что многократно ограничивает объем самолетных перевозок, транспортные затраты потребителей с резким увеличением риска перевозчиков и потребителей самолетной технологии.The world economy is forced to incur large costs for the production, use of two aircraft manufacturing technologies - aircraft and helicopter due to the impossibility of aero-aerodrome air transportation by air. Even despite the higher cost of helicopter technology for the manufacturer and significantly lower profitability of helicopter transport in terms of carrying capacity and speed relative to aircraft, manufacturers and consumers consider such a split in the aircraft industry unavoidable. The operational properties of aircraft technology are significantly deteriorating due to the need for airfields with expensive runways and lighting equipment, which repeatedly limits the volume of air transportation, the transportation costs of consumers with a sharp increase in the risk of carriers and consumers of aircraft technology.
Так как заявленная аэролетная технология более экономична, чем самолетная, в производстве и на порядок более экономична в перевозках по грузоподъемности, производить самолеты и вертолеты означает совершать экономическое преступление и следует в экстренном порядке переводить авиастроение на предлагаемую единую технологию эксплуатации и производства летательных аппаратов.Since the claimed aeronautical technology is more economical than aircraft, it is much more economical to manufacture and much more economical in carrying freight, to produce planes and helicopters means to commit an economic crime and the aircraft industry should be urgently transferred to the proposed unified technology for the operation and production of aircraft.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION
Недостатки поршневых самолетов местных авиасообщений или СЛА определены компоновкой, в которой точки приложения аэродинамических сил, действующих в полете на аппарат, конструктивно разнесены в горизонтальной плоскости от гравитационных по разные стороны - направленные вверх суммарные подъемные силы в центре давления каждой полуплоскости крыла и хвостового оперения и направленная вниз сила тяжести аппарата в точке, ориентированной у вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа в месте, определяемом центровкой аппарата. Так как в большинстве компоновок ось винта поршневого двигателя на оси фюзеляжа располагается на его переднем конце, в воздушном потоке от винта попадает средняя лишь часть несущих поверхностей крыла и хвостовое оперение. Соответственно даже на взлетном режиме работы двигателя обтекание этих частей недостаточно для создания суммарной подъемной силы, большей взлетного веса аппарата, что возможно лишь после обтекания всей несущей плоскости на опасно увеличенной для данного этапа полета скорости аппарата. Но и в воздухе эта компоновка не достаточно хорошо обеспечивает устойчивость и маневренность аппарата без дополнительного усложнения элеронами крыла, механизации его и систем управления ими, а также постоянного контроля экипажем (пилотом) положения аппарата и исправления случайно возникшего крена из-за разбалансировки боковых моментов на полуплоскостях. Вся известная в науке и широко применяемая в хозяйственной практике авиатехника изготовлена по закону и нормам аэродинамики, требующей трудоемкой и дорогостоящей инфраструктуры для использования этой техники, так как аэродинамический принцип функционирует только при взаимодействии движущегося несущего крыла относительно воздушной среды и земной поверхности. И с очень большой скоростью на большой, к тому же, высоте. Именно это свойство самолетов на аэродинамическом принципе определяет основной недостаток этого вида авиатехники: она хорошо выполняет основную функцию - высокоскоростное перемещение полезной нагрузки (грузов, пассажиров, вооружения) на основном этапе полета - на эшелоне перемещения от пункта взлета к цели полета или во время выполнения полетного задания. Однако на этапах взлета и посадки высокая скорость является большим и опасным недостатком: даже при максимально возможном снижении ее она остается настолько высокой, что последствия нештатных ситуаций на посадке имеют катастрофичные результаты. Это снижает надежность полетов даже при исключительно высоких требованиях к летному составу: к квалификации, здоровью, режиму и состоянию. Также ужесточается зависимость полетов и их результатов от погодных условий. Именно из-за высокой скорости, определяемой аэродинамикой, большинство летных происшествий, возникающих вследствие технических неполадок, перерастают в катастрофу, так как из-за больших скоростей полета, взлета и посадки для благополучного приземления в экстремальной ситуации на удалении от взлетно-посадочной полосы шансов практически нет. А длина аэродромных ВПП (взлетно-посадочных полос), их износ и дороговизна строительства и периодического ремонта также не относятся к достоинствам аэродинамического принципа в производстве авиатехники и летной практике. Большие площади ВПП, рулежных дорожек и светотехнического оборудования полос и рулежных дорожек дополнительно к стоимости капитального строительства и дороговизне билетов и прочих услуг авиатехнических усугубляют расположение аэропортов на большом удалении от городов с дополнительными расходами и неудобствами пользования услугами авиации. Между тем, глобальной по масштабу задачей является проблема обеспечения услугами авиатехники местных авиалиний, что в российских просторах является единственной возможностью решить транспортную проблему. Но пока, наоборот, в период перехода к рыночным отношениям уровень обеспечения населения этими услугами ухудшился. Одним из свидетельств этого, по мнению директора государственного проектно-изыскательного и научно-исследовательского института гражданской авиации «Аэропроект» академика Академии транспорта России Вадима Иванова, является закрытие около 600 аэропортов из полутора тысяч действующих в России в советское время. Усугубляет ситуацию изношенность самолетного парка - до 60% эксплуатируемых аппаратов израсходовали ресурс и подлежат замене.The disadvantages of reciprocating airplanes of local air flights or ALS are determined by the arrangement in which the points of application of aerodynamic forces acting in flight on the device are structurally spaced in the horizontal plane from the gravitational on different sides - the total lifting forces directed upward in the center of pressure of each half-plane of the wing and the tail unit and directed down the gravity of the apparatus at a point oriented along a vertical plane passing through the longitudinal axis of the fuselage in a place defined by the centering of Arata. Since in most configurations the axis of the piston engine screw on the axis of the fuselage is located at its front end, only the middle part of the wing bearing surfaces and tail are in the air stream from the screw. Accordingly, even at take-off operation of the engine, the flow around these parts is not enough to create a total lift force greater than the take-off weight of the device, which is possible only after flowing around the entire bearing plane at a dangerously increased speed of the device for this stage of flight. But even in the air, this arrangement does not provide good enough stability and maneuverability of the device without additional complication by wing ailerons, mechanization of it and their control systems, as well as constant control by the crew (pilot) of the device's position and correcting an accidental roll due to unbalancing of lateral moments on half planes . All aircraft known in science and widely used in business practice are manufactured according to the law and aerodynamics standards, requiring labor-intensive and expensive infrastructure to use this technology, since the aerodynamic principle only functions when the moving load-bearing wing interacts with respect to the air and the earth’s surface. And with a very high speed at a large, besides, height. It is this property of airplanes on the aerodynamic principle that determines the main drawback of this type of aircraft: it performs the main function well - high-speed movement of the payload (cargo, passengers, weapons) at the main stage of the flight - at the echelon of movement from the take-off point to the flight target or during flight tasks. However, at the take-off and landing stages, high speed is a big and dangerous drawback: even at the maximum possible reduction, it remains so high that the consequences of emergency situations on landing have disastrous results. This reduces the reliability of flights even with extremely high requirements for flight personnel: qualifications, health, mode and condition. The dependence of flights and their results on weather conditions is also being tightened. It is because of the high speed determined by aerodynamics that the majority of flight accidents resulting from technical malfunctions develop into a catastrophe, since due to the high speeds of flight, takeoff and landing for a safe landing in an emergency situation at a distance from the runway, the chances are practically no. And the length of the aerodrome runways (runways), their wear and the high cost of construction and periodic repairs also do not belong to the advantages of the aerodynamic principle in the manufacture of aircraft and flight practice. Large areas of runways, taxiways and lighting equipment of stripes and taxiways, in addition to the cost of capital construction and the high cost of tickets and other aeronautical services, aggravate the location of airports at a great distance from cities with additional costs and inconveniences of using aviation services. Meanwhile, the global challenge is the problem of providing local airlines with aircraft services, which is the only way to solve the transport problem in Russian open spaces. But so far, on the contrary, in the period of transition to market relations, the level of providing the population with these services has worsened. One of the evidence of this, according to Vadim Ivanov, Academician of the Academy of Transport of Russia, director of the Aeroproject, State Design and Research and Research Institute of Civil Aviation, is the closure of about 600 airports out of one and a half thousand operating in Russia in Soviet times. The situation is aggravated by the deterioration of the aircraft fleet - up to 60% of the operating vehicles have used up their resources and are subject to replacement.
Таким образом, перечисленная совокупность причин, обуславливающая большие затраты на восстановление уровня обеспеченности авиауслугами советского времени, может быть совмещена со сменой самолетного парка для существенного улучшения комфортности транспортных услуг с использованием производственной инфраструктуры авиапромышленности с удвоением объема транспортных услуг за счет аэростатического принципа создания подъемной силы самолетов посредством восстановления самолетного парка самолетами вертикального взлета-посадки с нескоростным регулированием подъемной силы их, условно названной аэростатической, а аппараты летательные - элсавелетами.Thus, the above set of reasons, which entails high costs for restoring the level of security for Soviet-era aviation services, can be combined with a change in the fleet to significantly improve the comfort of transport services using the industrial infrastructure of the aircraft industry with doubling the volume of transport services due to the aerostatic principle of creating aircraft lift by restoration of the fleet with vertical takeoff and landing aircraft with several The orbital regulation of their lifting force, conventionally called aerostatic, and flying vehicles - with elsavelts.
Аэростатическая подъемная сила незаслуженно ограниченно применяется в прикладной аэродинамике, например, в способе проведения экспериментов в аэродинамической трубе, пат. РФ №2063014, G01М 9/00, за 1996 г., с законом обращения движения. Эта узкая область аэродинамики не отражает истинного значения этого закона для мировой экономики, и эта ошибка конструкторов авиатехники усложняет быт населения земного шара даже в промышленно развитых странах, увеличивая транспортные расходы. А важность улучшения надежности перевозок авиатехникой посредством использования закона обращения движения следует из анализа статистики летных катастроф, являющихся следствием летных происшествий, отказа авиатехники и дефицита времени у экипажа на принятие правильных решений при появлении их вследствие высокой скорости полета.Aerostatic lifting force is undeservedly limitedly applied in applied aerodynamics, for example, in the method of conducting experiments in a wind tunnel, US Pat. RF №2063014, G01М 9/00, for 1996, with the law of circulation of movement. This narrow field of aerodynamics does not reflect the true significance of this law for the global economy, and this mistake of aircraft designers complicates the life of the world's population, even in industrialized countries, increasing transport costs. And the importance of improving the reliability of transportation of aircraft through the use of the traffic circulation law follows from the analysis of statistics on flight accidents resulting from flight accidents, aircraft failure and lack of time for the crew to make the right decisions when they appear due to the high flight speed.
Исторически первым появившимся и наиболее широко распространенным способом полета летательных аппаратов тяжелее воздуха является полет крылатого аппарата - винтомоторного самолета с тянущим винтом. Физика этого процесса состоит из трехступенчатого преобразования энергии топлива в аэродинамические свойства самолета. В двигателе из энергии топлива создается вращение винта с воздушным потоком и тягой, которая преобразуется в скорость руления к взлетной полосе и разбега по ней для взлета, с началом которого обтекание движущегося в воздушной среде крыла преобразуется в подъемную силу, пропорциональную скорости разбега или полета, т.е. в аэродинамическую.Historically, the first and most widespread way of flying aircraft heavier than air was the flight of a winged vehicle - a propeller-driven aircraft with a propeller. The physics of this process consists of a three-stage conversion of fuel energy into the aerodynamic properties of an airplane. In the engine, from the energy of the fuel, a rotor of the propeller is created with air flow and thrust, which is converted to taxiing speed to the runway and take-off run for take-off, with the beginning of which the flow around the wing moving in the air medium is converted into a lifting force proportional to the take-off or flight speed, t .e. in aerodynamic.
Наличие разбега самолета по ВПП с работой двигателя(ей) на взлетном режиме или пробега по ней на посадке с включением реверса, кроме увеличения расхода топлива и полетного веса, стоимости ВПП, самолета из-за необходимости включения в компоновку аппарата сложного дорогостоящего в изготовлении и эксплуатации шасси, с увеличением площади аэропорта, создает проблему превышения шума двигателей, нормированного международными стандартами. Основную задачу усовершенствования самолетов традиционной компоновки, использующих только аэродинамический принцип преобразования энергии в подъемную силу, специалисты-разработчики самолетов считают возможным решить, не исключая «монополии» этого принципа в авиастроении и перевозках, а только улучшая ВПХ (взлетно-посадочные характеристики) освоенных промышленностью самолетов за счет двукратного разделения газового потока в передней и задней парах отклоняемых сопел (ЯК-141).The presence of an airplane run along the runway with the engine (s) operating in take-off mode or a run along it during landing with the reverse turned on, in addition to increasing fuel consumption and flight weight, the cost of the runway, the aircraft due to the need to include a complex apparatus that is expensive to manufacture and operate the chassis, with the increase in the airport area, creates the problem of exceeding engine noise, normalized by international standards. Specialists of aircraft developers consider it possible to solve the main task of improving traditionally built airplanes using only the aerodynamic principle of converting energy into lift force, not excluding the “monopoly” of this principle in aircraft construction and transportation, but only improving the airspace (take-off and landing characteristics) of aircraft developed by the industry due to the twofold separation of the gas stream in the front and rear pairs of deflected nozzles (YAK-141).
Транспортный самолет по пат. РФ №2094307, В64С 1/00, 33/02, за 1994 год имеет в хвостовой части двигатели в диффузоре, выполненном со щелями отсоса, связанные воздуховодами с эжектирующей и напорной системами с соплами. Щели отсоса выполнены на кромке комбинированного устройства, соединены со входами двигателей и снабжены средствами регулировки и изменения направления вектора тяги.Transport aircraft according to US Pat. RF №2094307, В64С 1/00, 33/02, for 1994 has in the rear part motors in a diffuser made with suction slots connected by air ducts with ejection and pressure systems with nozzles. The suction slots are made on the edge of the combined device, connected to the inputs of the engines and equipped with means for adjusting and changing the direction of the thrust vector.
В патентах РФ №2174089, В64С 1/00, за 2000 год и 2282560, В64С 1/00, 5/02, за 2004 год известны самолеты с несущим фюзеляжем для улучшения аэродинамических свойств их посредством улучшения формы фюзеляжа: уплощения нижней поверхности передней части фюзеляжа в первом решении и носовой плавно расширяющейся части его во втором. По заявке ФРГ №1481622, В64С 1/00, за 1970 год известен фюзеляж самолета с поперечным сечением из нескольких переходящих друг в друга круговых сечений с вертикальными и продольно-вертикальными силовыми элементами в местах перехода сечений.In patents of the Russian Federation No. 2174089, В64С 1/00, for 2000 and 2282560, В64С 1/00, 5/02, for 2004, aircraft with a supporting fuselage are known to improve their aerodynamic properties by improving the shape of the fuselage: flattening the lower surface of the front of the fuselage in the first solution and the nasal gradually expanding part of it in the second. According to the application of the Federal Republic of Germany No. 1481622, B64C 1/00, for 1970 the fuselage of an aircraft with a cross section of several circular sections turning into each other with vertical and longitudinally vertical force elements at the points of transition is known.
Комплект несущих плоскостей известных в науке и выпускаемых промышленностью самолетов состоит из одного, по крайней мере, крыла и двух полуплоскостей или одной плоскости хвостового оперения.A set of bearing planes of aircraft known in science and manufactured by industry consists of at least one wing and two half-planes or one tail plane.
По а.с. СССР №467570, В64С 3/18, за 1984 год известно крыло летательного аппарата, выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров. По а.с. №1816714, В64С 23/02, за 1987 год крыло содержит центроплан с вращающимися валами в его передней и задней кромках с натянутой на них бесконечной лентой.By A.S. USSR No. 467570, B64C 3/18, for 1984 the wing of the aircraft is known, made of skin, mounted on a power set of spars, ribs and stringers. By A.S. No. 1816714, ВСС 23/02, for 1987 the wing contains a center section with rotating shafts in its front and rear edges with an endless ribbon stretched over them.
Крыло по патенту РФ №2081791, В64С 21/02, 23/06, за 1997 год с выполнением верхней поверхности в виде отдельных аэродинамических элементов с образованием каналов и щелей между ними.The wing according to the patent of the Russian Federation No. 2081791,
По пат. РФ №2286286, В64С 3/14, 5/14, 5/16, 9/12, за 2004 год известна несущая поверхность, содержащая неподвижную поверхность и шарнирно соединенную с ней по торцу одну, по крайней мере, поверхность управления, выполненную вдоль размаха крыла с симметричными или несимметричными обводами верхнего и нижнего контуров каждого из них.According to US Pat. RF №2286286, В64С 3/14, 5/14, 5/16, 9/12, for 2004, a bearing surface is known containing a fixed surface and one at least one control surface made along the span pivotally connected to it at the end wings with symmetrical or asymmetrical contours of the upper and lower contours of each of them.
Активное крыло, описанное в патенте 2281877, В63В 1/24, В63Н 11/03, В63С 3/32, за 2004 г. выполнено с ускорителем активной среды и выходным соплом. Ускоритель крыла состоит из серии сопел, в том числе, с выходом одного в другом с образованием полостей, одна из которых, по меньшей мере, соединена с устройством подачи и отсоса текущей среды и снабжена средством регулирования потока.The active wing described in patent 2281877,
Вход воздуховодного канала двигателей, интегрированных в хвостовую часть фюзеляжа выпускаемых промышленностью самолетов, расположен на верхнем секторе фюзеляжа (например, ТУ-154), на нижнем (самолеты Сухого), на установленных на боковых пилонах мотогондолах или в зоне пристыковки корневого конца полуплоскости крыла к фюзеляжу. Входы на верхнем секторе имеют круглую форму, на нижнем - прямоугольную со смещением нижней стороны входа назад, а входы в стыках сходной кромки крыла с боковыми секторами фюзеляжа - вертикально вытянутого овала.The inlet of the air duct of engines integrated in the rear fuselage of industry-manufactured aircraft is located on the upper sector of the fuselage (for example, TU-154), on the lower (Sukhoi aircraft), on nacelles mounted on the side pylons or in the area where the root end of the wing half-plane joins the fuselage . The entrances on the upper sector have a circular shape, on the lower - rectangular with the offset of the lower side of the entrance back, and the entrances at the joints of a similar wing edge with the lateral sectors of the fuselage - a vertically elongated oval.
Такое расположение входов не обеспечивает создание подъемной силы неподвижного самолета.This arrangement of entrances does not provide the creation of the lifting force of a stationary aircraft.
Известно также устройство управления, описанное в заявке №2005104454/11. Данное устройство содержит отклоняемые задние кромки и выдвигаемые щитки из щели крыла и приводы для их отклонения, соединенные с элементами управления в кабине. Описанные в них механизмы управления аэродинамическими поверхностями характеризуются зависимостью эффективности несущих поверхностей от скорости полета и неразрывно зависящей от нее величины подъемной аэродинамической силы. Недостатком этих и других известных решений крыла и самолетов является низкая эксплуатационная функциональность самолетов.Also known is the control device described in application No. 2005104454/11. This device contains deflectable trailing edges and extendable shields from the wing slots and drives for their deflection, connected to the controls in the cockpit. The aerodynamic surface control mechanisms described in them are characterized by the dependence of the bearing surface efficiency on the flight speed and the value of the lifting aerodynamic force inextricably dependent on it. The disadvantage of these and other known solutions of the wing and aircraft is the low operational functionality of the aircraft.
В науке известны решения усовершенствования способа создания подъемной силы, как, например, способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата с отбором разогретого газа для обдува поверхностей его через зоны локального выдува, описанный в патенте РФ №2282563, В64С 21/04, за 2004 год.In science, there are known solutions to improve the method of creating lifting force, such as, for example, the method of changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft with the selection of heated gas to blow through its local blowing zones, described in RF patent No. 2282563,
Описанные решения улучшения обдува несущих поверхностей не улучшают аэродинамического принципа создания подъемной силы ЛА, а только улучшают ВПХ (взлетно-посадочные характеристики), как и изменение направления вектора тяги СКВПП/СВПП или применение специальных подъемных устройств, описанных в заявке 2005105277/11, В64С 29/00.The described solutions for improving the blowing of bearing surfaces do not improve the aerodynamic principle of creating aircraft lift force, but only improve VPH (take-off and landing characteristics), as well as changing the direction of the SCVPP / SVPP thrust vector or using special lifting devices described in application 2005105277/11, ВСС 29 / 00.
Известен также вихревой способ создания подъемной силы, описанный в пат. №2116224, 2144886, в заявке PST/RU №9900052 и в проекте «Новая технология создания самолетов короткого/вертикального взлета-посадки (СКВП/СВПП, http:belants.narod.ru/aerotech.htm #2).Also known is the vortex method of creating lift, described in US Pat. No. 21116224, 2144886, in application PST / RU No. 9900052 and in the project “New technology for the creation of short / vertical take-off and landing aircraft (SKVP / SVPP, http: belants.narod.ru/aerotech.htm # 2).
За более чем сто лет использования авиации государства и общества основательно усвоили недостатки полетов самолетов традиционной компоновки на аэродинамическом принципе с избыточными и не оправдываемыми физическими законами и здравым смыслом разбегами-пробегами по ВПП, с обреченностью благополучного завершения полета в экстренной ситуации на удалении от ВПП, которые стали основанием для поиска решений, улучшающих ВПХ. И первое на правление улучшения ВПХ - использование подъемных двигателей, оказалось бесперспективным не только из-за практически нулевой полезной нагрузки, но и неизбежной при этом эрозии почвы и попадания газов на вход в двигатель. Улучшение ВПХ СВПП с увеличенной энерговооруженностью (до 16, 7 ! ) с двукратным разделением газового потока и вертикальное истечение их через четыре отклоняемых сопла не обеспечивает прочие характеристики до величины, делающей целесообразным их применение в гражданских авиаперевозках.For more than a hundred years of using aviation, the state and society have thoroughly learned the shortcomings of traditionally designed aircraft on the aerodynamic principle with excessive and unreasonable physical laws and common sense runway runs, with the doom of a safe flight in an emergency at a distance from the runway, which became the basis for the search for solutions that improve HPV. And the first direction of improvement of the water supply curve - the use of lifting engines, turned out to be unpromising not only because of the practically zero payload, but also the inevitable erosion of the soil and the ingress of gases to the engine inlet. Improvement of the water supply and voltage characteristics of the low-voltage transmission lines with increased power availability (up to 16, 7!) With a twofold separation of the gas flow and their vertical outflow through four deflectable nozzles does not provide other characteristics to the value that makes them suitable for use in civilian air transportation.
К тому же, все известные варианты самолетов этого типа также используют аэродинамический принцип создания тяги, а подъемную силу обеспечивают на взлете и посадке посредством изменения направления тяги с горизонтального на вертикальное. Обеспечивают это, выполняя крыло с жестко закрепленными на нем двигателями с возможностью шарнирного перемещения на угол 90°, снабжают самолет крылом с винтами на концах каждого полукрыла с автоматом перекоса шарнирных узлов крепления винтов для вертикальных посадки или взлета, как, например, в способе полета, описанном в заявке 2005105277/11, В64С 29/00.In addition, all known variants of aircraft of this type also use the aerodynamic principle of creating thrust, and provide lift on takeoff and landing by changing the direction of thrust from horizontal to vertical. This is ensured by performing a wing with engines rigidly mounted on it with the possibility of articulated movement at an angle of 90 °, they supply the aircraft with a wing with screws at the ends of each half-wing with automatic swivel of the hinged fastening points of the screws for vertical landing or take-off, as, for example, in the flight method, described in application 2005105277/11,
В патенте РФ №2276043, В64С 27/22, F02K 1/60, 3/04, за 2004 год для реализации самолетного и вертолетного режимов полета безаэродромный летательный аппарат снабжен подъемным турбовентилятором, встроенным в нижнюю подъемно-несущую плоскость, маршевым и хвостовым ТРД.In the patent of the Russian Federation No. 2276043,
Известен по патенту РФ №2270786, В64D 5/00, В64F 1/04, за 2004 год способ взлета и посадки летательного аппарата посредством взаимодействия его с концевым захватом троса, второй конец которого соединен с платформой, перемещающейся по кольцевым направляющим воздушной гавани. В заявке 2005105277, В64С 29/00, описан способ взлета самолета вертикальных взлета-посадки с вертикальным положением осей валов воздушных винтов и с последующим переводом их в горизонтальное положение для перехода в горизонтальный полет.Known according to the patent of the Russian Federation No. 2270786, B64D 5/00,
Однако и в данном способе на взлете и посадке аппарат «привязан» и к гавани, и к платформе, а на остальной траектории полета в окрестностях гавани и на любой точке маршрута он обречен в нештатной ситуации, как и традиционные самолеты, реализующие аэродинамический принцип создания подъемной силы.However, in this method, on takeoff and landing, the device is “tied” to both the harbor and the platform, and on the rest of the flight path in the vicinity of the harbor and at any point on the route, it is doomed in an emergency, like traditional aircraft that implement the aerodynamic principle of creating a lift strength.
По патенту РФ №2278060, B64F 1/00, 1/18, за 2005 год известен способ посадки беспилотного летательного аппарата с выведением аппарата в зону действия наземного посадочного оборудования, наведения его по заданной траектории на посадочную площадку со снижением скорости его движения до выхода в точку касания.According to the patent of the Russian Federation No. 2278060,
Недостатком этого способа посадки является также аэродинамический принцип полета, обуславливающий большую скорость касания аппарата с наземным оборудованием, требующую дополнительного гашения с помощью специальных наземных средств и установленных на аппарате.The disadvantage of this landing method is also the aerodynamic principle of flight, which leads to a high speed of contact of the device with ground equipment, requiring additional blanking using special ground means and installed on the device.
По патенту РФ №2349505, В64С 29/04, 1/00, 13/00, 15/00, 19/00, 25/36, за 2007 год известен способ управления ЛА, заключающийся в том, что управление положением его в аэродинамическом полете совмещают со струйным на отдельных режимах и этапах полета посредством распределения обтекания частей несущих поверхностей.According to the patent of the Russian Federation No. 2349505,
Описанные в этом и других решениях механизмы управления аэродинамическими поверхностями характеризуются зависимостью эффективности несущих поверхностей от скорости полета и неразрывно зависящей от нее величины подъемной аэродинамической силы. Недостатком этих и других известных решений крыла и самолетов является низкая эксплуатационная функциональность.The aerodynamic surface control mechanisms described in this and other solutions are characterized by the dependence of the bearing surface efficiency on the flight speed and the value of the lifting aerodynamic force inextricably dependent on it. The disadvantage of these and other known solutions of the wing and aircraft is the low operational functionality.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому решению - аэролету является самолет (реактивный аэролет) «Максинио», описанный в пат. РФ №2349505. Он состоит из фюзеляжа с несущей плоскостью и хвостовым оперением с рулями направления и тангажа, кабиной экипажа, пассажирским или грузовым отсеком, двигателем, системой управления и топливной, напорной и эжектирующей магистралями воздуховодов для отобранного от двигателя воздуха.The closest in technical essence to the claimed solution - an airliner is a plane (jet airliner) "Maxinio", described in US Pat. RF №2349505. It consists of a fuselage with a bearing plane and tail unit with rudders and pitch, crew cabin, passenger or cargo compartment, engine, control system and fuel, pressure and ejection air ducts for air taken from the engine.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому фюзеляжу является фюзеляж летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2270135, В64С 1/00 за 2004 год. Он содержит силовой набор и соединенную с ним обшивку, корпус его разделен перегородками на герметичную часть - пилотскую кабину с пассажирским салоном или грузовым отсеком, проемами для дверей и окон, бортовыми системами, хвостового оперения и несущих плоскостей.The closest in technical essence to the claimed fuselage is the fuselage of the aircraft, described in US Pat. RF №2270135,
Наиболее близким по технической сути к заявляемому комплекту фрагментов крыла является комплект несущих плоскостей летательного аппарата схемы «утка», описанный в пат. РФ №2000251, В64С 39/12, за 1992 год. Он состоит из двух полуплоскостей монокрыла, соединенных центропланом с фюзеляжем, двух полуплоскостей хвостового оперения и переднего горизонтального оперения бипланной схемы.The closest in technical essence to the claimed set of fragments of the wing is a set of bearing planes of the aircraft of the scheme "duck" described in US Pat. RF №2000251, В64С 39/12, for 1992. It consists of two mono-wing half-planes connected by the center wing to the fuselage, two tail plains and front horizontal plumage of the biplane.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому фрагменту крыла является крыло для летательного аппарата, включающее эжектор в виде двух последовательно расположенных вдоль хорды крыла, поворотных вниз закрылков с щелевым соплом для выдува воздуха на их обращенные одна к другой поверхности в отклоненном положении, соответствующем вертикальному и переходным режимам полета, при этом один из закрылков является отклоняемой вверх-вниз хвостовой частью крыла, пат. СССР №541426, В64С 21/02, за 1973 год.The closest in technical essence to the claimed fragment of the wing is the wing for the aircraft, which includes an ejector in the form of two successively located along the chord of the wing, rotatable down flaps with a slotted nozzle for blowing air to their facing one another in a deflected position, corresponding to the vertical and transitional flight modes, while one of the flaps is deflected up and down the tail of the wing, US Pat. USSR No. 541426,
Наиболее близким по технической сути к заявляемому воздухозаборнику является воздухозаборник, описанный в а.с. 1510285, В64С 21/02, 23/06, за 1987 год. Он содержит основной и вспомогательный воздушные тракты. Вспомогательный тракт имеет вход на верхней поверхности крыла в виде плоских щелей с изменяемой геометрией проходного сечения с размахом, равным полуразмаху поперечного сечения крыла.The closest in technical essence to the claimed air intake is the air intake described in A.S. 1510285,
Расположение входа вспомогательного тракта на верхней поверхности несущей плоскости над основным трактом определяет ограниченную эффективность его на углах отрывного обтекания и соответственно применение его для управления аппаратом в этом режиме.The location of the auxiliary path entrance on the upper surface of the carrier plane above the main path determines its limited efficiency at the tear-off flow angles and, accordingly, its use for controlling the apparatus in this mode.
Наиболее близким по технической сути к заявляемой системе управления является система управления летательным аппаратом вертикального взлета-посадки, описанная в пат. СССР №799636, В64С 29/00, 13/04, за 1981 год. Данная система содержит средства изменения направления вектора тяги, отклоняемые задние кромки, эжектирующее щелевое устройство и приводы для их управления и регулирования, включая вертикальный и переходный режимы полета, закрепленные на элементах фюзеляжа проводку и средства регулировки. Органы управления содержат ручку управления и педали в кабине, соединенные проводкой управления с силовыми приводами, используемыми, по крайней мере, в горизонтальном полете.The closest in technical essence to the claimed control system is a control system for an aircraft of vertical take-off and landing, described in US Pat. USSR No. 799636,
Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу создания подъемной силы является способ, описанный в пат. РФ №2002671, В64С 9/00, за 1991 год. Он состоит из формирования ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно, и изменяют при этом направление вектора тяги.The closest in technical essence to the claimed method of creating a lifting force is the method described in US Pat. RF №2002671, ВСС 9/00, for 1991. It consists of the formation of an accelerated fluid flow of variable intensity and its direction in the direction opposite to the movement above the supporting surface, while the amplified flow is formed of two components, the intensity of which is changed simultaneously or differentially, and the direction of the thrust vector is changed.
Наиболее близким по технической сути к заявленному способу полета является описанный в заявке РФ №2005141523/11, B64F 1/36, способ поддержки при посадке или взлете летательного аппарата. Создаваемый реактивным двигателем воздушно-газовый поток для подвода энергии к летательному аппарату регулируют в зависимости от ситуации, в том числе для торможения летательного аппарата до зависания его, затем увеличения скорости горизонтального полета в требуемом направлении или приземления аппарата из положения зависания над точкой касания опорной поверхности с формированием для этого воздушно-газового потока одним, по крайней мере, ТРДД (турбореактивный двигатель двухконтурный) с регулировкой посредством переключения его.The closest in technical essence to the claimed method of flight is described in the application of the Russian Federation No. 2005141523/11,
Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу взлета является способ взлета летательного аппарата вертикального взлета и посадки, описанный в разделе «Работа аппарата» патента РФ №2095282, В64С 29/00, за 2005 год.The closest in technical essence to the claimed method of takeoff is the method of takeoff of an aircraft of vertical takeoff and landing, described in the "Operation" section of RF patent No. 2095282,
Для его взлета запускают двигатели и газовоздушные потоки из сопел общей камеры подают на противолежащие им и друг другу крылья на всей их длине. Обтекание газовоздушными потоками большой скорости перпендикулярных фюзеляжу крыльев создает только вертикальную подъемную силу без горизонтального перемещения при нейтральном положении газоструйных рулей - направляющих щитков - и выполняют подъем на безопасную высоту на этой аэростатической подъемной силе, на безопасной высоте переходят на увеличение горизонтальной скорости в требуемом направлении посредством отклонения направляющих щитков. Создаваемую отклонением щитков реактивную силу, скорости горизонтального и вертикального перемещения регулируют оборотами двигателей(ля), а управление направлением полета и положением самолета направляющими щитками выполняют на реакции струи газов из сопел с аэродинамическим управлением самолетом.For its take-off, engines are started and gas and air flows from the nozzles of the common chamber are fed to the wings opposite them and to each other along their entire length. Wing around high-speed air currents perpendicular to the fuselage of the wings creates only vertical lifting force without horizontal movement when the gas-jet rudders are neutral - guiding shields - and they rise to a safe height at this aerostatic lifting force, at a safe height they switch to an increase in horizontal speed in the desired direction by deflecting guide shields. The reactive force created by the deflection of the shields, the horizontal and vertical speeds are controlled by the engine speed (ля), and the flight direction and the position of the plane are controlled by the guiding shields on the reaction of the gas stream from the nozzles with aerodynamic control of the aircraft.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу посадки является способ посадки летательного аппарата, описанный в патенте РФ №2278801, В64С 29/02, 25/40, за 2005 год. Посадку беспилотного летательного аппарата аэродинамического типа по этому способу выполняют с полным гашением вертикальной скорости до мягкой посадки посредством перевода силовой установки на авторотацию с прецессией и поворотом крыла на угол 90°. Полное гашение вертикальной скорости в этом способе исключает необходимость в наземном оборудовании, однако применение его ограничивается только самолетами с шарнирным крылом на фюзеляже, что усложняет конструкцию и увеличивает вес аппарата за счет введения в конструкцию привода крыла.The closest in technical essence to the claimed method of landing is the landing method of the aircraft described in the patent of the Russian Federation No. 2278801,
Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу управления аэролетом является способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2272746, В64С 9/00, 21/04, за 2004 год. Он состоит из отбора части воздушного потока, например, от компрессора для локального выдува, в том числе на верхней и нижней поверхности несущих плоскостей крыла через регулирующие органы по герметичным магистралям подвода его к плоским по конфигурации зонам локального выдува отобранной части потока, расположенным у передней кромки каждой полуплоскости крыла на режимах взлета, посадки и маневрирования самолета.The closest in technical essence to the claimed method of controlling an aero-plane is a method for changing the aerodynamic characteristics of the control surfaces of an aircraft, described in US Pat. RF №2272746, В64С 9/00, 21/04, for 2004. It consists of the selection of a part of the air flow, for example, from a compressor for local blowing, including on the upper and lower surfaces of the wing bearing planes through regulating bodies along the sealed highways supplying it to the local configuration of the local blowing zones of the selected part of the flow located at the leading edge each wing half-plane in the take-off, landing and maneuvering modes of the aircraft.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому реверсу тяги аэролета является реверс тяги двигателя НК-8-2У, описанный в главе 3, стр.78-81, рис.47-49 «Дополнения к техническому описанию двигателя НК-8-2У, 82У.000.501 ДД». Он состоит из корпуса реверса с решетками в окнах, перекрываемых створками, шарнирно установленными в соосных опорах, расположенных горизонтально на противоположных боковых секторах корпуса. Конец каждого жестко соединенного со створками приводного рычага соединен с силовым воздушным цилиндром, соединенным рукавом с полостью двухполосной проставки. Лопатки решеток реверса дополнительно отклоняют выходящий через них газовый поток после включения реверса при пробеге самолета по ВПП, располагающийся в верхнем и нижнем секторах фюзеляжа самолета. Механизм включения реверса имеет блокировки створок реверса в каждом из положений после их перекладки.The closest in technical essence to the claimed reverse thrust of the aircraft is the reverse thrust of the engine NK-8-2U, described in
Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу работы реверса является способ работы реверса тяги реактивного аэролета, описанный в патенте 2349505.The closest in technical essence to the claimed method of operation of the reverse is the method of operation of the reverse thrust of a jet aircraft, described in patent 2349505.
Он содержит разблокировку створок для перекладки и их блокировку в переложенном положении, разделение газового потока на части и взаимодействие газового потока с лопатками решеток реверса для создания обратной тяги в режиме торможения или зависания с одновременным включением отбора воздуха на обдув несущих поверхностей и эжектирования его в сопло после обдува.It contains the unlocking of the flaps for shifting and their blocking in the transposed position, the separation of the gas flow into parts and the interaction of the gas flow with the blades of the reverse gratings to create reverse thrust in the braking or hovering mode, while simultaneously turning on the air intake for blowing the bearing surfaces and ejecting it into the nozzle after blowing.
Более чем вековая конструктивная недоработка разработчиков самолетов - поперечное расположение несущей поверхности - обуславливает не только весьма существенное снижение безопасности авиаперевозок и полетов, не только их экономическую эффективность, но и ряд других, не менее экономически не выгодных недостатков. Строящаяся на Курильских островах трехкилометровая ВПП символизирует не только дорогостоящую аэродромную инфраструктуру авиаперевозок и полетов, но и тенденцию ее удорожания при сохранении парка летательных аппаратов известных компоновок - самолетов и вертолетов. Стратеги и эксперты развития транспорта и услуг его практически внедрили в умы администраторов, принимающих решение о путях развития сети транспортных услуг и авиации, крайнюю необходимость вторых и даже третьих ВПП с соответствующим расширением площадей аэродромов. На самом деле это крайне неумное решение из-за его крайней дороговизны строительства и эксплуатации со столь же дорогим ремонтом их.More than a century of constructive flaws in the development of aircraft - the transverse arrangement of the bearing surface - causes not only a very significant decrease in the safety of air transportation and flights, not only their economic efficiency, but also a number of other, no less economically disadvantageous disadvantages. The three-kilometer runway under construction in the Kuril Islands symbolizes not only the expensive airfield infrastructure of air transportation and flights, but also the tendency to increase its cost while maintaining the fleet of aircraft of known layouts - airplanes and helicopters. Strategists and experts in the development of transport and services have practically introduced it into the minds of administrators deciding on ways to develop a network of transport services and aviation, the urgent need for second and even third runways with a corresponding expansion of aerodrome areas. In fact, this is an extremely stupid decision due to its extreme high cost of construction and operation with equally expensive repairs.
У самого первой модели самолета с поршневым двигателем избыточным ресурсом является воздушный поток от винта и совершенно не рациональное, не разумное его использование преобразованием в столь опасную на взлете и посадке скорость горизонтальную. Точно также «безмысленно» преобразуется избыточный ресурс реактивных самолетов - воздушный поток в компрессоре или/и втором контуре и газовоздушный поток на выходе сопла. В подъемную силу преобразуется горизонтальная скорость и потому необходимы ВПП с аэродромной инфраструктурой и взлетный режим с его децибелами. Попытка использования винта для создания только подъемной силы также обуславливает увеличение и себестоимости и ухудшение экономичности вертолета и по скорости, и по грузоподъемности. СВПП уже практически доказали неперспективность отклонения тяги с разделением струи из-за недостаточной полезной нагрузки и эрозии даже металлического покрытия в точке касания.In the very first model of an aircraft with a piston engine, the excess resource is the air flow from the propeller and its utterly inefficient, unreasonable use by converting it into horizontal speed so dangerous on takeoff and landing. In the same way, the excess resource of jet aircraft — the air flow in the compressor or / and the secondary circuit and the gas-air flow at the nozzle exit — is “meaninglessly” converted. Horizontal speed is converted into lift and therefore runways with an aerodrome infrastructure and take-off mode with its decibels are needed. An attempt to use a propeller to create only lifting force also leads to an increase in both the cost price and the deterioration of the helicopter's economy both in speed and load capacity. SVPPs have already practically proved the futility of thrust deviation with separation of the jet due to insufficient payload and erosion of even the metal coating at the point of contact.
РАСКРЫТИЕ ГРУППЫ ИЗОБРЕТЕНИЙSUMMARY OF THE INVENTION
Группа изобретений решает задачи обеспечения надежности авиаперевозок с одновременным улучшением эксплуатационных возможностей аэролетов «Максинио» посредством внедрения единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов, со снижением степени влияния человеческого фактора на безопасность техники и полетов, с одновременным упрощением инфраструктуры обеспечения полетов, улучшением экономичности их эксплуатации и уменьшением объема техобслуживания их при увеличенном объеме услуг.The group of inventions solves the problem of ensuring the reliability of air transportation while improving the operational capabilities of Maxinio airplanes through the introduction of a unified technology for the operation and production of aircraft, while reducing the degree of human factor influence on the safety of equipment and flights, while simplifying the flight support infrastructure and improving the efficiency of their operation and a decrease in their maintenance with an increased volume of services.
Суть изобретения безаэродромного аэролета, содержащего силовую установку на переднем конце фюзеляжа, кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливную систему и шасси, состоит в том, что на фюзеляже его установлен один, по крайней мере, комплект фрагментов крыла секторной, консольной или линейной формы, последовательно установленных на всей длине фюзеляжа, по крайней мере, при этом последний из них имеет шарнирно установленный на его задней кромке руль тангажа, руль курса на заднем конце фюзеляжа установлен на оси в вертикальной плоскости симметрии поперечного сечения его, на боковых секторах фюзеляжа или на киле заднего фрагмента, расположенного на верхнем или нижнем секторе фюзеляжа.The essence of the invention of an aerodrome-free aerodrome containing a power unit at the front end of the fuselage, a cabin, a passenger compartment or a cargo compartment, a fuel system and a chassis, consists in the fact that one, at least, a set of fragments of a wing of a sector, console or linear form is mounted on its fuselage sequentially installed along the entire length of the fuselage, at least the last one has a pitch wheel pivotally mounted on its rear edge, the rudder at the rear end of the fuselage is mounted on an axis in the vertical plane the symmetry bones of its cross section on the lateral sectors of the fuselage or on the keel of the posterior fragment located on the upper or lower sector of the fuselage.
В качестве силовой установки компоновка имеет винтомоторный блок с винтом, диаметр которого создает воздушный поток, обтекающий фрагменты.As a power plant, the layout has a screw-motor block with a screw, the diameter of which creates an air stream flowing around the fragments.
Дополнительно к комплекту фрагментов на верхнем секторе фюзеляжа на нижнем его секторе установлен второй комплект их, лонжерон и стрингер каждого из которых имеет отгибы вверх для установки их на фюзеляже.In addition to the set of fragments on the upper sector of the fuselage, a second set of them is installed on its lower sector, the spar and stringer of each of which has upward bends for installation on the fuselage.
Между расположенными симметрично вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, верхним и нижним комплектами фрагментов закреплен один, по крайней мере, комплект консольных фрагментов на каждом боковом секторе фюзеляжа, передний и/или задний выполнен с рулями тангажа, а рули курса - на стойке кабины и на осях боковых секторов.Between the upper and lower sets of fragments located symmetrically vertical plane passing through the axis of the fuselage, at least one set of cantilever fragments is fixed on each side sector of the fuselage, the front and / or rear are made with pitch rudders, and rudders are on the cockpit stand and on the axes of the lateral sectors.
Каждый фрагмент верхнего и нижнего сектора аэролета выполнен в секторной форме, эквидистантной поверхности фюзеляжа.Each fragment of the upper and lower sectors of the aircraft is made in the sector form, the equidistant surface of the fuselage.
Каждый фрагмент аэролета расположен с радиальным смещением относительно предыдущего.Each fragment of the aerolet is located with a radial displacement relative to the previous one.
Каждый фрагмент его и фюзеляж выполнены из композитного материала.Each fragment of it and the fuselage are made of composite material.
Аэролет с частью фрагментов крыла его, по крайней мере, выполненных с возможностью регулирования угла атаки их изменением расстояния до фюзеляжа входной, выходной кромок или их одновременного расположения посредством системы переключения их на взлетный или посадочный угол атаки.An airplane with part of its wing fragments, at least made with the possibility of controlling the angle of attack by changing the distance to the fuselage of the inlet, outlet edges or their simultaneous location by means of a system for switching them to the take-off or landing angle of attack.
Аэролет с входной кромкой каждого фрагмента комплектов или, по крайней мере, консольных из них, расположенной в аэродинамической «тени» предыдущего элемента.An airplane with an input edge of each fragment of sets or, at least, cantilevered ones, located in the aerodynamic “shadow” of the previous element.
Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет один сектор фюзеляжа его, нижний, по крайней мере, и установленный на нем комплект фрагментов, выполненный с возможностью переключения комплекта в положение увеличенного аэродинамического качества посредством создания экранного эффекта.An aircraft consisting of a propeller block at the front end of the fuselage having a cabin, a passenger compartment or a cargo compartment, a fuel system and a landing gear has one sector of its fuselage, at least a lower set of fragments mounted on it, made with the possibility of switching the set into position of increased aerodynamic quality by creating a screen effect.
Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет на приборной доске экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке снабжен набором программ выбора рейсов перевозок с расчетом режимов полета и учетом погодных условий, потребного для полета топлива и расхода его в полете.An aircraft consisting of a propeller block at the front end of the fuselage, which has a cabin, a passenger compartment or a cargo compartment, a fuel system and a chassis, has an on-board computer monitor screen on the dashboard, the processor of which in the instrument compartment is equipped with a set of flight selection programs with calculation of flight modes and taking into account weather conditions required for fuel flight and its consumption in flight.
Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, дополнительно к рулю курса, установленному на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, снабжен вторым рулем курса на киле верхнего сектора переднего конца его фюзеляжа.An aircraft consisting of a propeller block at the front end of the fuselage having a cabin, passenger compartment or cargo compartment, fuel system and chassis, in addition to the rudder mounted on an axis in the vertical plane of symmetry of the rear end of the fuselage, is equipped with a second rudder on the keel of the upper front sector end of his fuselage.
Каждый руль курса на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа и на переднем киле и руль тангажа выполнены из двух панелей с возможностью одновременного отклонения обеих панелей в разные стороны или только одной из них в свою сторону.Each rudder on the axis in the vertical plane of symmetry of the rear end of the fuselage and on the front keel and pitch wheel are made of two panels with the possibility of simultaneous rejection of both panels in different directions or only one of them in its direction.
Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, в качестве силовой установки в его компоновку установлен ТВД (турбовинтовой двигатель), ТРДД или ТРД (турбореактивный двигатель), от которого на фюзеляже смонтированы трубопроводные магистрали подвода воздуха от компрессора, входного направляющего аппарата или от второго контура к щелевым распределителям на передней кромке несущих фрагментов и магистрали эжектирования этого воздуха воздуходухозаборниками на задней кромке фрагмента в сопло двигателя, а также магистрали подвода воздуха от двигателя к щелям струйного руля на киле с рулем курса.An airplane containing a fuselage from a power pack with a lining on it, with a cabin, passenger compartment or cargo compartment, a control system, a fuel system and a chassis, a power unit (TVD) (turboprop engine), turbofan engine or turbojet engine (turbojet engine) is installed in its layout from which the air supply pipelines are mounted on the fuselage from the compressor, the inlet guide vanes or from the secondary circuit to the slotted distributors on the leading edge of the bearing fragments and the ejection mains vozduhoduhozabornikami of air at the trailing edge nozzle fragment into the engine, and an air supply line from the engine to the jet slots at the steering wheel rate to clubroot.
Газотурбинный двигатель аэролета, установленный внутри хвостовой части фюзеляжа, соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе фюзеляжа за задней кромкой последнего несущего фрагмента, выполненном со входом с размерами и формой, соответствующими кромке секторного или прямолинейного фрагмента перед ним, а предкромочным распределителем и закромочным воздухозаборником снабжен наиболее удаленный от воздухозаборника двигателя первый фрагмент.The gas turbine aerolet engine installed inside the rear part of the fuselage is connected by an air duct to the air intake on the upper sector of the fuselage behind the rear edge of the last carrier fragment, made with an inlet with dimensions and shape corresponding to the edge of the sector or rectilinear fragment in front of it, and equipped with the most edge distributor and edge-in air intake the first fragment remote from the engine intake.
Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, мотогондола реактивного двигателя которого на верхнем секторе заднего конца фюзеляжа имеет входной направляющий аппарат, соединенный с воздухозаборником в форме секторного или прямолинейного фрагмента перед ним и магистрали подвода и эжектирования воздуха обдувающего, по крайней мере, к наиболее удаленным от входа воздухозаборника двигателя фрагментам.An aircraft containing a fuselage from a power pack with a lining on it, with a cabin, a passenger compartment or a cargo compartment, a control system, a fuel system and a chassis, the engine nacelle of which at the upper sector of the rear end of the fuselage has an inlet guide device connected to the sector-shaped air intake or a rectilinear fragment in front of it and the line for supplying and ejecting air blowing, at least to the fragments farthest from the engine intake.
Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, дополнительно к двигателю в мотогондоле верхнего сектора и фрагментам на нем, на боковых секторах фюзеляжа установлены комплекты фрагментов и пилон для реактивного двигателя за ними, на мотогондоле каждого из которых укреплен воздухозаборник с длиной щелевого входа на консолях, равной длине боковых консольных фрагментов с круговым увеличением середины щели и магистралями подвода воздуха обдува удаленных от мотогондолы фрагментов и эжектирования его в сопло двигателя.An airplane containing a fuselage from a power pack with skin on it, with a cabin, a passenger compartment or a cargo compartment, a control system, a fuel system and a chassis, in addition to the engine in the engine nacelle of the upper sector and fragments on it, sets of fragments and a pylon are installed on the side sectors of the fuselage for a jet engine behind them, on the nacelle of each of which an air intake is fixed with a length of the slot entrance on the consoles equal to the length of the side console fragments with a circular increase in the middle of the gap and highways supply air blowing fragments removed from the engine nacelle and ejecting it into the engine nozzle.
Мотогондолы на боковых пилонах хвостовой части снабжены щелевыми удлинителями входа в консолях воздухозаборника или овальными, с числом и расположением соответственно числу комплектов консольных фрагментов на боковых секторах, а магистралями подвода воздуха на обдув и эжектирования его в сопло соединены с двигателем удаленные от мотогондол первые фрагменты этих консольных комплектов.The engine nacelles on the side pylons of the tail are equipped with slotted inlet extensions in the air intake consoles or oval, with the number and location, respectively, of the number of sets of cantilever fragments on the side sectors, and the first fragments of these cantilevers that are remote from the nacelles are connected to the engine by the air supply ducts for blowing and ejecting it into the nozzle sets.
Магистралями подвода воздуха от двигателя к передним кромкам и эжектирования его воздухозаборниками от задних кромок в сопло двигателя снабжены отдельные несущие элементы одного комплекта, например через один, или все фрагменты комплекта с возможностью регулирования подъемной силы фрагментов этого комплекта, например на боковых секторах фюзеляжа.The supply air from the engine to the leading edges and its air intakes from the trailing edges to the engine nozzle are equipped with separate load-bearing elements of one set, for example, through one or all fragments of the set with the possibility of regulating the lifting force of fragments of this set, for example, on the lateral sectors of the fuselage.
Аэролет, содержащий систему управления и шасси, имеет силовую установку, фюзеляж, фрагмент и/или комплект их, выполненный с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптированы или модернизированы на сжатый природный газ, фюзеляж снабжен герметичным отсеком для установки одного, по крайней мере, баллона сжатого природного газа, или полость одного, по крайней мере, фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.An aircraft containing a control system and a landing gear has a power plant, a fuselage, a fragment and / or a set of them, configured to operate on compressed natural gas, for which the power plant, fuel system are adapted or upgraded to compressed natural gas, the fuselage is equipped with an airtight compartment installation of at least one cylinder of compressed natural gas, or the cavity of one at least a wing fragment or a set of fragments, mainly the lower one, is made with a container for charging with compressed natural gas and equipment for its reduction for burning in a power plant.
Аэролет, содержащий фюзеляж, систему управления, шасси и топливную систему, снабженную емкостью для воды, испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением, наиболее пригодным для разложения воды на водород и кислород - второй гармоникой излучения газового лазера с длиной волны , N=1 Дж, Р=0,3-1 МПа в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода для устойчивого сгорания его аналогично стехиометрическому составу углеводородной топливной смеси в цилиндарах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивной силовой установки.An airliner containing a fuselage, a control system, a chassis and a fuel system equipped with a water tank, a water evaporator, followed by a dosage of water vapor for irradiation with laser radiation, most suitable for decomposing water into hydrogen and oxygen - the second harmonic of a gas laser with a wavelength , N = 1 J, P = 0.3-1 MPa in the irradiation chamber to produce a charge of hydrogen and oxygen for stable combustion, similar to the stoichiometric composition of a hydrocarbon fuel mixture in the cylinders of a piston engine or the mixture of hydrogen and oxygen necessary for stable combustion in a reactive combustion chamber power plant.
Комплект фрагментов крыла аэролета, каждый из которых содержит несущие и/или управляющие поверхности и средства установки его на фюзеляже, при этом оси каждого фрагмента, по крайней мере, комплектов установленных на верхнем и нижнем секторе фюзеляжа, расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, а консольные фрагменты расположены в горизонтальных плоскостях попарно на левом и правом боковых секторах фюзеляжа, число фрагментов у монокомплектного аэролета определяется из условия равенства суммарной площади фрагментов комплекта площади несущей поверхности аэродинамического крыла, при этом площадь фрагментов определяют аэродинамическим расчетом математического моделирования по скорости полета самолета с учетом скорости обтекания фрагментов воздушным потоком от винта или от компрессора с эжектированием его в газовый поток сопла с соответствующими скоростями.A set of fragments of the wing of an aerolet, each of which contains bearing and / or control surfaces and means for installing it on the fuselage, while the axes of each fragment, at least of the sets installed on the upper and lower sector of the fuselage, are located in a vertical plane passing through the axis of the fuselage and cantilever fragments are located in horizontal planes in pairs on the left and right lateral sectors of the fuselage, the number of fragments of a monocomplete aero-plane is determined from the condition that the total area of the fragments is equal ntov set square airfoil aerodynamic wing, wherein the area of the fragments is determined aerodynamic calculation of mathematical modeling of the aircraft flying speed with the speed of flow fragments airflow from the propeller or compressor with its ejection nozzle into the gas stream at an appropriate rate.
Комплект, у которого зазор между смежными поверхностями фрагментов и внешней поверхностью фюзеляжа выполнен переменным по величине, увеличивается или уменьшается у каждого очередного фрагмента пропорционально порядку размещения его в комплекте, а фрагменты закреплены на фюзеляже с постоянным или переменным перекрытием заднего конца предыдущего фрагмента комплекта передним концом следующего в комплекте фрагмента.A set in which the gap between adjacent surfaces of fragments and the outer surface of the fuselage is made variable in size increases or decreases for each next fragment in proportion to the order in which it is placed in the set, and the fragments are fixed to the fuselage with constant or variable overlapping of the rear end of the previous fragment of the set with the front end of the next in the fragment kit.
Фрагмент крыла аэролета, содержащий силовой набор из лонжерона и стрингера, соединенных с нервюрами и обшивкой на них, образующей поверхности обтекания фрагмента воздушным потоком, лонжерон и стрингер имеют длину, соответствующую поперечному сечению воздушного потока в месте расположения фрагмента на фюзеляже, на концах каждого лонжерона выполнены отгибы для стационарного присоединения фрагмента к фюзеляжу или отверстия для установки на них шарнирных связей с приводом перестановки фрагмента на угол атаки, соответственно этапу полета.A fragment of the wing of an aerolet containing a power set of a spar and stringer connected to ribs and casing on them, forming a surface for flowing around a fragment of air flow, the spar and stringer have a length corresponding to the cross section of the air flow at the location of the fragment on the fuselage, at the ends of each spar bends for stationary attachment of a fragment to the fuselage or openings for installing articulated links on them with a drive for moving the fragment to the angle of attack, corresponding to the flight stage .
Фрагмент крыла аэролета может выполняться с телескопическими вставками с механизмом одновременного выдвижения их из полости фрагмента в противоположные стороны и уборки внутрь фрагмента.A fragment of the wing of an aerolet can be performed with telescopic inserts with a mechanism for simultaneously pulling them out of the cavity of the fragment in opposite directions and cleaning inside the fragment.
Фюзеляж аэролета, содержащий силовой каркас из лонжеронов, соединенных со стрингерами, и закрепленную на них обшивку с поперечными элементами, кабину пилота, пассажирский салон или грузовой отсек с креслами для пассажиров или средствами перемещения грузов и фиксации их в отсеке, шпангоуты и/или стрингеры снабжены средствами крепления на фюзеляже фрагментов крыла, например отверстиями для болтового соединения.An aerolet fuselage containing a power frame made of spars connected to stringers and a sheathing with transverse elements fixed to them, a cockpit, a passenger cabin or a cargo compartment with passenger seats or means of moving goods and securing them in the compartment, frames and / or stringers are equipped means for attaching wing fragments to the fuselage, for example, holes for bolting.
Фюзеляж с плоским сектором, нижним, по крайней мере.Fuselage with a flat sector, lower, at least.
Фюзеляж с консольными фрагментами боковых секторов, выполненными съемными, откидными или надувными.The fuselage with cantilevered fragments of the side sectors made removable, folding or inflatable.
Реверс тяги аэролета, содержащий пару шарнирно установленных в корпусе створок, закрывающих окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток, двухполостную проставку, систему управления реверсом с механизмом включения реверса и золотником, силовыми цилиндрами, замками блокировки створок в нерабочем и рабочем положении, разделяющем газовый поток на две части для торможения (в переложении на 90°) или на три части для зависания, для чего каждая створка переложена на угол, обеспечивающий равенство прямой тяги из сопла и обратной суммарной тяги потоков из окон реверса, опоры створок расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, окна с решетками расположены на боковых, а силовые цилиндры с опорами расположены на верхнем и нижнем секторах корпуса реверса соответственно, лопатки решеток выполнены с кривизной, способствующей перемещению потока из окон параллельно поверхности земли. Воздухозаборник аэролета с одним, по крайней мере, реактивным двигателем, интегрованным в хвостовую часть фюзеляжа, со входом соответственно на верхнем или нижнем секторе, выполнен с одной, по крайней мере, парой диаметрально противоположно расположенных консолей на входе с пазом переменной глубины соответственно размещению задней кромки заднего фрагмента соответствующего комплекта фрагментов крыла с соответствующей кромке геометрией.Aero thrust reverse, containing a pair of flaps pivotally mounted in the casing, closing the casing windows with gratings from the blades guiding the gas flow, a two-cavity spacer, a reverse control system with a reverse gear and a spool, power cylinders, locks for locking the cams in the idle and working position that separates the gas the flow into two parts for braking (arranged 90 °) or in three parts for hovering, for which each leaf is shifted to an angle ensuring equality of direct thrust from the nozzle and vice versa th total thrust of flows from the windows of the reverse, the supports of the wings are located in a vertical plane passing through the axis of the engine, the windows with gratings are located on the side, and the power cylinders with the supports are located on the upper and lower sectors of the housing of the reverse, respectively, the blades of the gratings are made with a curvature that facilitates movement flow from windows parallel to the surface of the earth. The air intake of the aerosol with at least one jet engine integrated in the rear of the fuselage, with an entrance respectively on the upper or lower sector, is made with one, at least, a pair of diametrically opposite consoles at the entrance with a groove of variable depth corresponding to the placement of the trailing edge posterior fragment of the corresponding set of wing fragments with corresponding geometry edge.
Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручку с рулем тангажа и педалей с рулем курса, кнопками на рукоятке ручки переключения электропривода перестановки, по крайней мере, части фрагментов на взлетный, полетный или посадочный угол атаки.An aerolet control system comprising a control handle pivotally mounted on the base in the cockpit (crew) with control pedals at the lower end and a handle on the upper one that has landing release buttons for landing gear and landing flap, connected by a cable-pull link with rocking wheels, a handle with pitch pitch and pedals with a rudder, buttons on the handle of the handle for switching the electric drive to rearrange at least part of the fragments to the take-off, flight or landing angle of attack.
Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручку с рулем тангажа и педалей с рулем курса, на рукоятке ручки установлены кнопка переключения электропривода переключения нижнего, по крайней мере, комплекта несущих элементов в положение экранирования подъемной силы посредством перемещения телескопических вставок фрагментов нижнего сектора в противоположном направлении одновременно.An aerolet control system comprising a control knob pivotally mounted on the base in the cockpit (crew) with control pedals at the lower end and a handle on the upper one, which has landing and cleaning buttons for landing gear, and a handle for pitching and rocking with a steering wheel and pedals with a rudder, on the handle of the handle there is a button for switching the electric drive of switching the lower, at least, set of load-bearing elements to the position of screening of the lifting force by moving the telescope eskih inserts the lower sector of the fragments in the opposite direction at the same time.
Способ создания подъемной силы аэролета, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение аппарата с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой и обеспечивают начало взаимодействия создаваемого двигателем воздушного потока с фрагментами крыла независимо от горизонтального перемещения аэролета посредством последовательного взаимодействия воздушного потока от винта с расположенными в этом потоке фрагментами у поршневых аэролетов, а у реактивных аэролетов обеспечивают обтекание одного, по крайней мере, фрагмента крыла отобранным от двигателя воздухом с эжектированием его после задней кромки фрагмента или последнего фрагмента крыла в сопло реактивного двигателя с разделением реактивной струи для вертикального перемещения на центральный поток прямой тяги и два боковых, в сумме равных центральному и противоположно направленных ему, расположенных параллельно земной поверхности, а скорость поршневого аэролета ограничивают на взлете или уменьшают на посадке, включив аэродинамические рули направления и/или тангажа в положение торможения.The method of creating the lift force of an aerolet, which converts the energy of the fuel into engine operation and into the movement of the apparatus with the interaction of the bearing surfaces with the air medium and ensures the beginning of the interaction of the air flow generated by the engine with the fragments of the wing, regardless of the horizontal movement of the aerolith through the successive interaction of the air flow from the screw with the in this stream, fragments from piston aerosols, and from jet aerosols provide flow around one, along the edge at least a wing fragment with air taken from the engine with its ejection after the trailing edge of the fragment or the last wing fragment into the jet engine nozzle with separation of the jet stream for vertical movement to the central flow of direct thrust and two lateral, in total equal to the central and opposite to it, located parallel to the earth’s surface, and the speed of the piston aero-airplane is limited on take-off or reduced on landing, turning the aerodynamic rudders of the direction and / or pitch into position braking.
Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушного потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, а полет начинают с отрыва загруженного аэролета от поверхности стоянки, переходящего в одновременный набор скорости полета и высоты до заданного эшелона или безопасной высоты посредством последовательного или одновременного увеличения угла атаки, по крайней мере, у части комплекта фрагментов крыла с увеличением оборотов винта (двигателя), на безопасной высоте фрагменты переключают на полетный угол атаки, а двигатель - на крейсерский режим и после выполнения полетного задания и возвращения к месту взлета планирование выполняют до высоты выравнивания, на которой переключают, по крайней мере, часть фрагментов на посадочный угол атаки, рули в режим торможения и при необходимости и оборотами двигателя (винта) уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания на стоянке, после чего плавным уменьшением числа оборотов двигателя приземляют аэролет, при этом на взлете, в полете на эшелоне и на посадке ориентируют аэролет в пространстве рулями курса и тангажа.The method of flight of an aerolet, including the creation of a controlled air flow, horizontal flight at a predetermined level with control of the flight speed before hovering at any point and time of flight, planning for landing, and the flight begins by detaching the loaded aerolet from the surface of the parking lot, turning into a simultaneous set of flight speed and altitude to a given level or safe altitude by sequentially or simultaneously increasing the angle of attack, at least for part of the set of wing fragments with increasing speed from the propeller (engine), at a safe height, the fragments are switched to the flight angle of attack, and the engine is switched to cruising mode, and after completing the flight mission and returning to the take-off place, planning is performed to the alignment height, at which at least some of the fragments are switched to the landing angle of attack, steering wheels in braking mode and, if necessary, and engine revolutions (propellers) reduce horizontal speed until it hovering above the touch point in the parking lot, after which they land a smooth decrease in engine speed the aerolet, at the same time on takeoff, in flight on the train and on landing, orient the aerolet in space by the rudders of the course and pitch.
Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушного потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, а для полета на посадке, по крайней мере, один комплект фрагментов переключают в положение, создающее экранный эффект.A method of flying an airliner, including the creation of a controlled air flow, horizontal flight at a given level with speed control until hovering at any point and time of flight, planning for landing, and for landing flight, at least one set of fragments is switched to the position that creates screen effect.
Способ управления в полете аэролетом с одной, по крайней мере, реактивной силовой установкой и отбором части воздушного потока от нее для подвода ее на обдув управляющей поверхности, с управлением направлением полета отклонением управляющей поверхности или реакцией струйного руля, при этом управляющий момент, стабилизирующий положение аэролета по крену, обеспечивается автоматически системой действующих на него сил в осевой вертикальной плоскости и расположением точек приложения суммарных подъемных сил каждого фрагмента над точкой приложения центра тяжести, определяемой центровкой, управляющий момент по тангажу создают, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха к крайним в комплекте фрагментам, изменяя тем самым подъемную силу соответствующего фрагмента.A method of controlling an in-flight flight with one at least a reactive power plant and taking part of the air flow from it to supply it to the control surface, with controlling the direction of flight by deflecting the control surface or the reaction of the jet rudder, the control moment stabilizing the position of the aircraft roll, is provided automatically by the system of forces acting on it in the axial vertical plane and the location of the points of application of the total lifting forces of each fragment above the point n APPENDIX center of gravity determined by centering, pitch control moment created by changing the flow rate of air let down to extreme engine complete fragments, thereby changing the lift of the corresponding fragment.
Управляющий момент для перевода аэролета в кабрирование создают, уменьшая подъемную силу на последнем фрагменте посредством отключения или уменьшения степени эжектирования обдувающего его воздуха, а для планирования отключают или уменьшают степень эжектирования воздуха, обдувающего первый фрагмент комплекта.The control moment for translating the aerolet into cabling is created by reducing the lifting force on the last fragment by turning off or reducing the degree of ejection of the air blowing it, and for planning, the degree of ejection of the air blowing the first fragment of the set is turned off or reduced.
Управляющий момент кабрирования создают посредством уменьшения одновременно скорости обдува последнего, по крайней мере, фрагмента комплекта и степени эжектирования обдувающего воздуха или количества его.The control moment of the cabling is created by simultaneously reducing the speed of blowing the last, at least, a fragment of the kit and the degree of ejection of the blowing air or its quantity.
Управляющий момент кабрирования создают посредством сложения аэродинамической подъемной силы от скорости горизонтального перемещения аэролета и от обдува подводимым от двигателя воздухом к переднему фрагменту комплекта, а для планирования складывают аналогичные подъемные силы на последнем фрагменте.The control moment of the cabling is created by adding the aerodynamic lifting force from the speed of horizontal movement of the aero-plane and from blowing it with air supplied from the engine to the front fragment of the kit, and for planning they add similar lifting forces to the last fragment.
Способ управления в полете аэролетом с самостабилизацией положения его по крену, при этом управляющий момент по тангажу создают, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха ко всем фрагментам одного, по крайней мере, комплекта пропорционально расположению фрагмента в комплекте, уменьшая в соотношении 0,75/0,5/0,25/0 на 1, 2, 3 и 4 фрагменте соответственно для перевода в планирование, а для перевода аэролета в кабрирование, наоборот, скорость обтекания уменьшают в соотношении 0/0,25/0,5/0,75.The way to control an in-flight flight with self-stabilization of its roll position, while the pitch control moment is created by changing the speed of flow around the air supplied from the engine to all fragments of one, at least, the set in proportion to the location of the fragment in the set, decreasing in the ratio of 0.75 / 0.5 / 0.25 / 0 for 1, 2, 3, and 4 fragments, respectively, for translation into planning, and for transferring an aero to cabling, on the contrary, the flow velocity is reduced in the ratio 0 / 0.25 / 0.5 / 0, 75.
Способ взлета аэролета, по которому запускают двигатель на малый газ и создают воздействие воздушного потока на несущие поверхности, а после выхода двигателя на малый газ, затормаживают колеса шасси, например, стояночными колодками и/или тормозами, плавно увеличивают обороты двигателя до уровня, на котором воздействие воздушного потока на фрагменты создает суммарную подъемную силу, превышающую взлетный вес аэролета, а после отрыва его от поверхности стоянки и подъема над колодками, увеличивают обороты двигателя для одновременного увеличения горизонтальной скорости и набора заданной высоты полета.The method of take-off of an aerolet, in which the engine is started on low gas and creates an effect of air flow on the bearing surfaces, and after the engine reaches low gas, the landing gear wheels are braked, for example, by parking pads and / or brakes, the engine speed is gradually increased to a level at which the impact of the air flow on the fragments creates a total lifting force exceeding the take-off weight of the aerolet, and after breaking it off the parking surface and lifting above the blocks, increase engine speed to simultaneously increase cheniya horizontal velocity and a set of predetermined altitude.
Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки, при этом планирование выполняют до точки выравнивания, например, до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, на этой высоте, выпустив посадочный щиток, отклоняют половинки рулей курса одновременно в противоположные стороны и, уменьшив обороты двигателя, уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания и далее уменьшают обороты двигателя для перевода аэролета в вертикальное опускание его к точке касания до высоты 1,5-2 метра, на которой, прибавив обороты двигателя, обеспечивают касание с поверхностью стоянки с вертикальной скоростью 0,15-0,3 м/сек, при этом в вертикальном перемещении аэролет ориентируют в пространстве относительно хозяйственных строений и расположенной перед ними техники.A method of landing an aerolet, according to which planning is carried out from a flight level and moving to a parking place, while planning is performed to an alignment point, for example, to a safe height at the place of an upcoming stop for loading, unloading or parking, at this height by releasing a landing shield, deflect the halves of the rudders at the same time in opposite directions and, reducing the engine speed, reduce the horizontal speed until hovering above the point of tangency and then reduce the engine speed to translate the aero into lowering it to the touch point to a height of 1.5-2 meters, at which, by adding engine speed, they touch the parking surface with a vertical speed of 0.15-0.3 m / s, while the vertical orientation of the aero-plane is oriented in space relative to farm buildings and the equipment located in front of them.
Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки и, выполнив планирование до точки выравнивания или до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, после выравнивания разворачивают аэролет против ветра и перелетают точку касания на 15-20 метров, постепенно уменьшая скорость аэролета до скорости ветра и зависания аэролета, затем, уменьшив обороты, регулируют скорость сноса аэролета ветром к точке касания и уменьшения высоты до касания с поверхностью стоянки.A method of landing an aerolet, according to which planning is performed from a flight level and moving to a parking place and, having carried out planning to a leveling point or to a safe height at a place of an upcoming stop for loading, unloading or parking, after leveling, deploy an aerolet against the wind and fly over the point of contact on 15-20 meters, gradually reducing the speed of the aero to the speed of the wind and the hovering of the aero, then, reducing the speed, adjust the speed of the drift of the aero to the point of touch by the wind and reducing the height to touch with overhnostyu parking.
Способ работы реверса тяги аэролета с реактивной силовой установкой, одной, по крайней мере, содержащий разблокировку створок для перекладки и их блокировку после перекладки, разделение газового потока двигателя на две части и взаимодействие их с решетками реверса для торможения, по крайней мере, или на три потока для зависания посредством взаимодействия двух из них с лопатками решеток и изменения направления каждой из них, включение реверса блокируют с включением отбора воздуха от двигателя на обдув фрагментов с эжектированием его в сопло двигателя после обдува, для экстренного прекращения полета при возникновении нештатной ситуации или завершения штатного полета включают реверс тяги в режим торможения одновременно с отбором воздуха от двигателя на обдув одного, по крайней мере, комплекта фрагментов крыла или комбинируют обдув отобранным от двигателя воздухом наиболее удаленного от входа воздухозаборника двигателя одного, по крайней мере, фрагмента крыла одного, по крайней мере, комплекта фрагментов с обдувом остальных фрагментов комплекта одного, по крайней мере, воздушным потоком входящего в двигатель воздуха и при этом синхронно изменяют режим торможения работы реверса на режим зависания посредством перекладки створок реверса в положение разделения газового потока его на три потока.A method of operating an aero-thrust reverse engine with a jet propulsion system, at least one of which comprises unlocking the flaps for shifting and locking them after shifting, dividing the engine gas stream into two parts and interacting with the reverse grilles for braking, at least or three flow for hovering through the interaction of two of them with the blades of the gratings and changing the direction of each of them, turning on the reverse is blocked with the inclusion of air intake from the engine for blowing fragments with its ejection into the plane of the engine after blowing, for an emergency termination of the flight in the event of an emergency or the completion of the regular flight, turn the thrust reverse into braking mode simultaneously with taking air from the engine to blow one, at least a set of wing fragments, or combine blowing with the air farthest from the engine farthest from the air intake of the engine of one of at least a fragment of the wing of one of at least a set of fragments with blowing of the remaining fragments of a set of at least one the air flow entering the engine air and at the same time synchronously change the braking mode of the reverse operation to the hover mode by shifting the reverse flaps to the position of dividing its gas stream into three streams.
Способ работы реверса выполняют с перекладкой створок в положение торможения с поворотом створок на 90° без блокировки их в этом положении с автоматической перекладкой их в режим зависания, например, пропорционально уменьшению горизонтальной скорости и блокировкой створок в положении зависания.The reverse way of operation is performed with the flaps shifted to the braking position with the flaps turning 90 ° without locking them in this position with their automatic flipping to the hover mode, for example, in proportion to the decrease in horizontal speed and the lock of the flaps in the hover position.
Выполнение аэролета «Максинио» с продольным расположением комплектов фрагментов делает подъемную силу их не связанной со скоростью горизонтального перемещения аэролета и соответственно обеспечивает взлет-посадку без разбега-пробега по ВПП и мягкое приземление в любую точку поверхности, земной или водной, в любой момент возникновения нештатной ситуации полета. Схема вертикального расположения действующих на аэролет сил обеспечивает способность самовосстановления устойчивого положения его по крену. Особенно это важно в совокупности с увеличением подъемной силы поликомплектных аэролетов в 3-5 раз при той же энерговооруженности аппарата. А улучшение надежности аэролетов многократно увеличивает значимость защищаемого комплекса решений, как и резкое увеличение комфортности полирежимных авиаперевозок.The implementation of the Maksinio aerolet with a longitudinal arrangement of sets of fragments makes their lift not related to the horizontal speed of the aerolet and, accordingly, provides takeoff and landing without take-off run along the runway and soft landing at any point on the surface, land or water, at any time when an emergency occurs flight situations. The vertical arrangement of the forces acting on the aircraft provides the ability to self-restore its stable roll position. This is especially important in conjunction with an increase in the lifting force of multicomplete airplanes by 3-5 times with the same power ratio of the device. And improving the reliability of airplanes greatly increases the importance of a protected set of solutions, as well as a sharp increase in the comfort of multi-mode air transportation.
Дополнительным преимуществом базовой компоновки аэролетов и единой технологии является существенное уменьшение поперечного габарита летательного аппарата и соответствующее уменьшение площади для техобслуживания и хранения аэролетов, аэромобилей и электролетов.An additional advantage of the basic layout of airplanes and a single technology is a significant reduction in the transverse dimension of the aircraft and a corresponding reduction in the area for maintenance and storage of airplanes, aircraft and electric vehicles.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
На фиг.1 изображен аэролет с одним комплектом фрагментов на верхнем секторе фюзеляжа, на фиг.2 - вид в плане на него, на фиг.3 - вид на секторный фрагмент 3 по стр. А, и на фиг.4 - вид на руль тангажа на прямолинейном фрагменте 4. На фиг.5 - четырехкомплектный аэролет с комплектами фрагментов на верхнем, нижнем и боковых секторах. На фиг.6 - вид на руль курса по стр. С, панели которого установлены на боковинах фюзеляжа, на фиг.7 - вид на двухпанельный дополнительный руль курса по стр. Д, и на фиг.8 - вид с боку на монокомплектный реактивный аэролет с двигателем в хвостовой части фюзеляжа, на фиг.9 - сечение фрагмента продольной плоскостью, и на фиг.10 - вид на выпускные щели воздухораспределителя фрагментов и на входные воздухозаборника эжектирования его в сопло. На фиг.11, 12 - сечение связей фрагментов с фюзеляжем с воздуховодами на них в сеч. А-А подвода воздуха на обдув фрагмента и в сеч. Б-Б эжектирования этого воздуха после обдува в сопло двигателя.Figure 1 shows an aerolet with one set of fragments on the upper sector of the fuselage, figure 2 is a plan view of it, figure 3 is a view of a
На фиг.13 - вид сбоку на реактивный аэролет с комплектами фрагментов на верхнем и индивидуальными парами фрагментов на боковых секторах, воздухозаборником на верхнем секторе с секторным удлинителем входа по стр. Ж - фиг.14, и на фиг.15 - вид сбоку на аэролет с реактивным двигателем в мотогондоле на верхнем секторе хвостовой части фюзеляжа.In Fig.13 is a side view of a jet airliner with sets of fragments on the upper and individual pairs of fragments on the side sectors, an air intake on the upper sector with a sector extension of the entrance on page G - Fig.14, and Fig.15 is a side view of the aerolet with a jet engine in a nacelle on the upper sector of the rear fuselage.
На фиг.16 - вид сбоку на аэролет с реактивными двигателями на пилонах хвостовой части, двухрядными комплектами консольных фрагментов на боковых секторах и сдвоенными прямолинейными удлинениями воздухозаборников мотогондол, фиг.17 и 18. На фиг.19 - схема расположения воздухозаборников поликомплектного аэролета с реактивным двигателем в хвостовой части и входа воздухозаборников на верхнем и нижнем секторах и их секторных фрагментов, воздухозаборников двигателей на боковых пилонах и их консольных фрагментов. На фиг.20 - схема обтекания верхней несущей поверхности прямолинейного фрагмента, фиг.21, 22 - фрагмент среднемагистрального или межконтинентального аэролета со схемой дополнительных щелей, соединенных каналами с воздухозаборником эжектирования (условно показаны две щели). На фиг.23 - схема сил, действующих на аэролет в полете, на фиг.24 - схема сил, создающих момент восстановления по крену в полете аэролета, на фиг.25, 26 - схема аэродинамических и гравитационных сил, действующих в полете на самолет традиционной компоновки, на фиг.27, 28, 29 - схема сил аэролетной компоновки при управлении по тангажу. На фиг.30 - траектории полета аэролета в стандартных погодных условиях и при сильном ветре соответственно (штриховыми линиями показана траектория завершения посадки при ветре со скоростью Vв).In Fig.16 is a side view of an aircraft with jet engines on the pylons of the tail, two-row sets of cantilever fragments on the side sectors and double straight extensions of the air intakes of the nacelles, Fig.17 and 18. Fig.19 is a diagram of the location of the air intakes of a complete jet engine with a jet engine in the tail part and inlet of the air intakes on the upper and lower sectors and their sector fragments, engine air intakes on the side pylons and their cantilever fragments. In Fig.20 is a diagram of the flow around the upper bearing surface of a rectilinear fragment, Fig.21, 22 is a fragment of a medium-haul or intercontinental aircraft with a diagram of additional slots connected by channels to the ejection air intake (two slots are conventionally shown). In Fig.23 is a diagram of the forces acting on the aero-plane in flight; Fig.24 is a diagram of the forces creating the moment of recovery by roll in the flight of an aerolet; Fig.25, 26 is a diagram of the aerodynamic and gravitational forces acting in flight on a traditional airplane layout, on Fig, 28, 29 is a diagram of the forces of the aeronautical assembly with pitch control. On Fig - the trajectory of the flight of an airliner in standard weather conditions and in strong winds, respectively (dashed lines show the trajectory of the completion of landing in the wind at a speed Vв).
ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ГРУППЫ ИЗОБРЕТЕНИЙEMBODIMENTS FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Монокомплектный аэролет «Максинио» на фиг.1, 2, 3 и 4 состоит из винтомоторного блока 1 на переднем конце фюзеляжа 2 с комплектом 3, 4 несущих фрагментов. Фрагмент 4 имеет на задней кромке руль тангажа 5, 6, а лонжероны и стрингеры каждого из них имеют отгибы 7 для жесткого крепления их на фюзеляже, для чего лонжероны и стрингеры снабжены отверстиями для болтового соединения (условно не показано). Руль курса 8, 9 на оси 10 в вертикальной плоскости фюзеляжа 2. Руль курса, как и руль тангажа, выполнены из двух панелей 5, 8 и 6, 9 (фиг.4) с возможностью противоположного отклонения их одновременно или только одной из них. На верхнем секторе фюзеляжа у блока 1 расположена кабина 11 пилота, на боковом секторе - дверь 11а. В нижнем секторе фюзеляжа выполнена ниша для стойки 12 шасси (не показана). Заднее колесо 13 в полете не убирается, на боковых секторах фюзеляжа выполнены окна 14 салона. Эти боковые сектора могут снабжаться консольными стационарными, съемными, откидными или/и надувными фрагментами 15. Поликомплектные компоновки аэролета предназначены для перевозок коммерческих, пассажирских или/и грузовых. Компоновка этого класса аэролетов выполняется с комплектом фрагментов 3 секторных стационарных на верхнем секторе и 16 на нижнем (фиг.5). Учитывая большой вес аппарата, целесообразно этот класс выполнять с передним и задним стационарными фрагментами 15 на боковых секторах с двухпанельными рулями тангажа 17, 18 на каждом из них. А также с передним 19, 20 и задним рулем 21, 22 курса. Панели переднего руля установлены на оси задней стенки кабины 23. Панели заднего руля 21, 22 установлены на боковых секторах (фиг.6). В данной компоновке с большим полетным весом и поверхностью боковых секторов количество боковых комплектов фрагментов может быть увеличено до трех-пяти, например, съемных, в том числе с частью их, выполненной с телескопическими выдвижными вставками (условно не показаны), и расположением каждого следующего в комплекте фрагмента в аэродинамической «тени» предыдущего в горизонтальном полете, по крайней мере.Monocompleted airliner "Maxinio" in figure 1, 2, 3 and 4 consists of a
Руль курса в осевой плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, как у компоновок местных авиасообщений или СЛА с соединенными в вертикальной плоскости боковинами, вследствие большого диаметра фюзеляжа аэролетов среднемагистральных не обеспечит их надежной управляемости. Аэродинамическая «тень» в конце фюзеляжа этих компоновок не влияет на эффективность рулей при их установке на осях в конце боковых секторов с отклонением каждой панели в свою сторону: правой - в правую, а левой - в левую. Управляемость аэролета в полете существенно увеличивается при совместном синхронном использовании с задним рулем и переднего руля 19, 20 на оси кабины 23 (фиг.7).The rudder in the axial plane of symmetry of the rear end of the fuselage, as in the layout of local air communications or ALS with sidewalls connected in a vertical plane, due to the large diameter of the fuselage of medium-range airplanes, will not ensure their reliable controllability. The aerodynamic “shadow” at the end of the fuselage of these layouts does not affect the performance of the rudders when they are mounted on the axles at the end of the lateral sectors with each panel deviating in its own direction: right - to the right, and left - to the left. The controllability of the aero-flight in flight increases significantly when used simultaneously with the rear wheel and the
Для увеличения эффективности в режиме торможения панели руля могут иметь телескопические вставки с электроприводом выдвижения, по крайней мере.To increase efficiency in braking mode, the steering wheel panels can have telescopic inserts with electric extension, at least.
Аналогично структуре описанных поршневых аэролетов выполняют компоновки реактивных аэролетов. Их отличием от поршневых кроме силовой установки является установка в фюзеляже воздуховодов 24 с заборниками в осевом канале подвода воздуха к двигателю со входом в воздуховод к двигателю в носовой части фюзеляжа и магистралей 25 эжектирования этого воздуха после обтекания фрагмента в сопло 26 двигателя. Кроме того, компоновка РА имеет магистрали подвода отбираемого от двигателя воздуха к щелям 27 переднего и/или заднего струйного руля курса, например, на киле с рулем курса 8, 9 (на фиг.8 не показаны).Similar to the structure of the described piston aeroliths, the layout of jet aeroliths is performed. In addition to the power plant, their difference from the piston is the installation of
Отобранный от воздуховода, компрессора или от второго контура воздух из воздуховодов 24 подается в предкромочный распределитель 28 каждого фрагмента 3 по воздуховоду 29 отгибов 7 и из распределителя по щелям 30 на обдув фрагмента (фиг.9, 10, 11). После обдува отводится этот воздух щелями 30 закромочных воздухозаборников 31 (фиг.9, 10, 12) по воздуховоду 32 и магистрали 25 в реактивное сопло 26 двигателя.The air taken from the duct, compressor, or from the secondary circuit from the
Подводящие воздух к фрагментам воздуховоды 29 установлены на одном или обоих отгибах 7 лонжеронов, а эжектирующие воздуховоды 32 от воздухозаборников 31 - к отгибам 7 стрингеров (фиг.11, 12). В компоновках с шарнирным со единением одной или обеих сторон фрагмента с фюзеляжем воздух подводится и отводится от фрагмента гибкими рукавами высокого давления.Air ducts leading to
Для улучшения эффективности экранирования фюзеляж целесообразно выполнить с плоским нижним сектором фюзеляжа, при этом связи фрагментов соединены с элементами шарнирно, а на фюзеляже установлены замки блокировки фрагментов в положении экранирования, посадочного или полетного угла (условно не показано).To improve the shielding efficiency of the fuselage, it is advisable to perform with a flat lower sector of the fuselage, while the bonds of the fragments are pivotally connected to the elements, and the locks of the fragments are locked on the fuselage in the shielding position, landing or flight angle (not shown conditionally).
Аэролеты для среднемагистральных перевозок целесообразнее выполнять в поликомплектной компоновке, с плоским нижним сектором фюзеляжа и реактивной силовой установкой, например ТРДД в хвостовой части фюзеляжа (фиг.13).Airplanes for medium-haul transportation are more expediently performed in a multicomponent layout, with a flat lower sector of the fuselage and a jet propulsion system, for example, a turbojet engine in the rear of the fuselage (Fig. 13).
Интегрированный в фюзеляж реактивный двигатель аэролета на фиг.13, 14 соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе хвостовой части фюзеляжа, снабженным секторно-пазовыми удлинителями 33. Такими же удлинителями снабжена мотогондола двигателя на хвостовой части фюзеляжа аэролета на фиг.15. В этих компоновках вследствие расположения паза удлинителей в непосредственной близости от задней кромки последнего фрагмента два последних фрагмента 34, по крайней мере, расположены в зоне всасываемого в двигатель потока воздуха, поэтому подвод воздуха на обдув требуется обеспечить только к удаленным от воздухозаборника фрагментам 3 - первому и, возможно, второму. Магистрали подвода воздуха к щелям 27 струйного руля на киле с рулем курса 8, 9 не показаны. Индивидуальные консольные фрагменты 15 для улучшения маневренности аэролета могут иметь рули тангажа. Руль курса 8, 9 на киле или 21, 22 на боковинах хвостовой части может дублироваться перед ними или задними струйными рулями (не показаны).The jet engine integrated in the fuselage of FIGS. 13, 14 is connected by an air duct to the air intake on the upper sector of the rear of the fuselage, equipped with sector-
Аэролет на фиг.16, 17 и 18 имеет по два комплекта консольных фрагментов 15 на боковых секторах и по двигателю на боковых пилонах хвостовой части фюзеляжа. Каждая мотогондола двигателей снабжена прямыми пазовыми удлинителями 33, расположенными соответственно задней кромке фрагментов. Магистралями 24, 25 соединены с двигателями первые фрагменты 3 каждого бокового сектора, паз каждого удлинителя 33 сопряжен со входом 36 мотогондолы.The aircraft in Fig.16, 17 and 18 has two sets of cantilever fragments 15 on the side sectors and on the engine on the side pylons of the rear fuselage. Each engine nacelle is equipped with
Схема трехдвигательной компоновки аэролета на фиг.19 содержит двигатель в хвостовой части с верхним и нижним воздухозаборниками 36 с секторными удлинителями и прямыми удлинителями 33 у мотогондол двигателей на боковых пилонах. Для обеспечения регулирования режима обтекания подводимого к воздухораспределителю и воздухозаборнику комплекта фрагменты целесообразнее выполнять с возможностью поворота щелевой трубы вокруг своей оси, например, для переключения на одностороннее обтекание подводимого от двигателя воздуха посредством совмещения щелей трубы их с верхним каналом воздухораспределителя 28 и воздухозаборника 31 соответственно (фиг.20). Для стабилизации обтекания подводимым к фрагментам воздухом от двигателя фрагменты среднемагистрального или межконтинентального могут выполняться с дополнительными щелями 30, соединенными каналами с воздухозаборником 31 фрагмента (фиг.21, 22).The scheme of the three-engine layout of the aero-plane in Fig. 19 contains an engine in the rear part with upper and
Магистралями подвода отобранного от двигателя воздуха к предкромочным распределителям 28 и эжектирования его после обдува элементов от закромочных воздухозаборников 31 в сопло двигателя аэролетов с мотогондолами на пилонах или верхних, нижних секторах или воздухозаборниками на них соединены только удаленные от входа фрагменты комплектов. По крайней мере, последние элементы комплектов снабжены средством отключения от них воздуха обдува, а часть фрагментов нижнего выполнены с телескопическими вставками и возможностью их выдвижения, по крайней мере (не показаны).The mains for supplying air drawn from the engine to
Эксплуатируют аэролеты «Максинио» следующим образом.Operate Maxinio airplanes as follows.
Пример 1Example 1
После загрузки аэролета на стоянке и запуска двигателя вращение винта 1 создает воздушный поток параллельно фюзеляжу 2. От взаимодействия этого потока с воздушной средой он принимает форму усеченного конуса с меньшим диаметром, равным диаметру винта Dв на переднем конце фюзеляжа и большим Dк в конце его. Фрагменты 3, 4 имеют длину 1п, 2п, 3п и 4п передних лонжеронов и задних стрингеров 1к, 2к, 3к и 4к, соответственно, которые равны длине этого сектора воздушного потока в месте расположения соответствующего фрагмента. Так как фрагменты расположены в воздушном потоке от винта и скорость этого потока существенно больше скорости взаимодействия движущегося крыла самолета с неподвижной воздушной средой, суммарная подъемная сила этого осевого комплекта сравняется с взлетным весом аэролета на оборотах, заведомо меньших взлетного режима. Аналогично описанному взаимодействуют с воздушным потоком нижний осевой комплект и каждый комплект боковых секторов. Соответственно отрыв аэролета от поверхности стоянки предположительно может происходить на режиме 0,5 взлетного режима работы двигателя аналогичного по весовым и аэродинамическим характеристикам самолета, по крайней мере, и независимо от горизонтального перемещения его. Таким образом, продольное расположение фрагментов 3 на фюзеляже 2 и выполнение их соответственно геометрии потока от винта обеспечивают двухступенчатое создание подъемной силы последовательным обтеканием несущих поверхностей, не зависящим от горизонтальной скорости РА. Это свойство РА предоставляет достаточно широкий выбор режимов пилоту на всех этапах полета с возможностью дополнительного регулирования этих этапов по времени с выбором наиболее комфортного для пилота в каждой конкретной ситуации. Этими вариантами являются самолетный взлет по ВПП, взлет с коротким пробегом по грунту или ВПП, вертикальный взлет или совмещение этих вариантов - посредством отрыва с места стоянки при Fc>P (фиг.23) и одновременным после отрыва набором высоты и скорости полета с полным контролем процесса полета пилотом и регулированием преобладания при этом набора высоты или горизонтальной скорости.After loading the aircraft in the parking lot and starting the engine, the rotation of the
Пример 2Example 2
Для взлета аэролета, стоящего на стоянке в стояночных колодках, запускают двигатель на малый газ и затормаживают колеса шасси, если стояночные колодки отсутствуют. Учитывая степень загрузки аэролета, выводят его двигатель на обороты, на которых подъемная сила Fc комплектов фрагментов 3, 15 и/или 16 его становится больше взлетного веса Р и отрывает его от стоянки. При отсутствии ограничений на увеличение скорости полета набор безопасной высоты выполняют на оборотах отрыва, а на безопасной высоте устанавливают обороты, необходимые для выполнения полетного задания на установленной правилами высоте полета. При наличии препятствий для роста скорости на взлете отклоняют панели 8, 9 рулей курса одновременно в противоположные стороны, устанавливая тем самым режим торможения. При необходимости включают в этот режим и рули 5, 6 тангажа, а также разворачивают аэролет против ветра. После набора заданного эшелона полета и набора скорости полет выполняют в известном аэродинамическом режиме.To take off the aircraft parked in the parking pads, start the engine for idle and brake the wheels of the chassis if there are no parking pads. Given the degree of loading of the aerolet, its engine is driven at revolutions at which the lifting force Fc of the sets of
Пример 3Example 3
Полет на предусмотренной правилами высоте выполняют, применяя рули для сохранения курса и тангажа традиционным «самолетным» образом, отклоняя соответствующую одну панель - 8 или 9, 5 или 6 - этих рулей в свою сторону.The flight at the altitude provided for by the rules is performed using the rudders to maintain the course and pitch in the traditional "airplane" manner, deflecting the corresponding one panel - 8 or 9, 5 or 6 - of these rudders in their direction.
Симметричная геометрия и расположение оси симметрии фрагментов в вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа предопределяет расположение суммарной подъемной силы комплектов также в этой вертикальной плоскости - Fc на фиг.23. При нормальном положении фюзеляжа расположение это обеспечивает устойчивое без крена положение его. А при случайном появлении крена расположение точек приложения веса аэролета и суммарной подъемной силы автоматически образуют восстанавливающий момент:The symmetric geometry and the location of the axis of symmetry of the fragments in the vertical plane of symmetry of the fuselage determines the location of the total lifting force of the sets also in this vertical plane - Fc in Fig.23. In the normal position of the fuselage, this arrangement provides a stable, roll-free position. And in case of an accidental roll, the location of the points of application of the weight of the aerolet and the total lifting force automatically form a restoring moment:
, ,
где Мв - момент, восстанавливающий положение аэролета при любом случайном появлении крена,where MB is the moment restoring the position of the aero-plane in case of any accidental occurrence of roll,
Р - полетный вес аэролета,P is the flight weight of the aerolet,
l1 - расстояние смещения точки приложения веса при крене от устойчивого положения (вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа),l1 is the offset distance of the point of application of weight during the roll from a stable position (the vertical plane of symmetry of the fuselage),
Fв - вертикальная составляющая подъемной силы F в момент появления крена,Fв - the vertical component of the lifting force F at the time of the roll,
l2 - смешение точки приложения подъемной силы в положении крена,l2 - mixing of the point of application of the lifting force in the roll position,
Fг - горизонтальная составляющая подъемной силы в положении крена,Fg - horizontal component of the lifting force in the roll position,
l3 - смещение точки приложения силы F в положении крена на угол «α».l3 is the displacement of the point of application of force F in the roll position by the angle "α".
Мв приводит аэролет из положения крена (фиг.24) в стабильно устойчивое положение (фиг.23). Из приведенных на фиг.25, 26 схем действующих в полете сил на самолетную компоновку следует, что они создают четыре поперечных и два продольных момента, каждый из которых может дестабилизировать положение самолета в пространстве. А для восстановления устойчивого положения необходимы средства управления - элероны и система управления ими, так как в самолетной компоновке нет свойства самостабилизации.MB leads the aero from the roll position (Fig. 24) to a stably stable position (Fig. 23). From the diagrams shown in FIGS. 25 and 26, the forces acting in flight on an airplane assembly are shown to create four transverse and two longitudinal moments, each of which can destabilize the position of the aircraft in space. And to restore a stable position, controls are needed - ailerons and a control system for them, since there is no self-stabilization property in an airplane layout.
Компоновка аэролета с передним рулем курса имеет дополнительную способность маневрирования в полете - совмещение скоростного горизонтального перемещения с параллельным направлению полета перемещением аэролета в соответствующую сторону. Так, на одновременное отклонение правой панели 8 и этих рулей вправо аэролет отреагирует смещением влево и переднего, и заднего концов, причем при равенстве усилий от воздействия потока на рули это смещение будет параллельным направлению полета, т.е. боковое смещение без изменения направления. А так как на передний руль действует и взаимодействие с воздушной средой, пропорциональное скорости полета, а на задний еще и поток от винта для параллельного бокового смещения, достаточно отклонения панели заднего руля на половину угла отклонения переднего руля. При отклонении панелей на равный угол аэролет отреагирует боковым смещением переднего конца с удвоенным смещением боковым заднего конца, а суммарным будет боковое с одновременным поворотом вправо. Суммарной траекторией во втором случае полета будет поворот с большим радиусом (не показано). Аналогичное маневрирование совершит аэролет при одновременном отклонении левых панелей 9 и 20 этих рулей.The layout of the aerolet with the front rudder has the additional ability to maneuver in flight - the combination of high-speed horizontal movement with the parallel direction of flight by moving the aircraft in the corresponding direction. So, at the simultaneous deviation of the
Пример 4Example 4
Отрыв от точки касания на стоянке загруженного РА и подъем его на безопасную высоту с одновременным набором горизонтальной скорости и высоты до заданного эшелона выполняют описанным в примерах 1-3 образом. Для перевода аэролета в положение кабрирования изменяют подъемную силу фрагментов, по крайней мере, одного из комплектов в следующем порядке. Для легких аэролетов или незагруженных среднемагистральных включают в аэродинамическом полете обдув переднего фрагмента 3 воздухом от двигателя и эжектирование его в сопло. В результате подъемная сила F1н (фиг.27) этого фрагмента возрастет и носовая часть аэролета начнет подниматься и после достижения за данного угла σ обдув с эжектированием отключают и аэролет продолжает полет в положении кабрирования до требуемого эшелона. На эшелоне включают обдув и эжектирование последнего фрагмента, и суммарная подъемная F4н (фиг.28) поднимет хвостовую часть аэролета до горизонтального положения, в котором обдув и эжектирование этого фрагмента отключают и продолжают горизонтальный полет на высоте эшелона. Аналогичным образом переводят аэролет в положение планирования в любой момент полета.The separation from the touch point in the parking lot of the loaded RA and its rise to a safe height with the simultaneous set of horizontal speed and height to a given level is performed as described in examples 1-3. To translate the aero to the cabling position, the lifting force of the fragments of at least one of the sets is changed in the following order. For light airplanes or unloaded medium-range ones, in aerodynamic flight they include blowing the
Пример 5Example 5
Взлет, полет и посадку реактивного аэролета выполняют описанным в примерах 1-4 образом с отбором воздуха от двигателя на взлете и посадке для обтекания комплекта фрагментов и создания подъемной силы независимо от горизонтального перемещения аэролета. Ориентирование его в аэродинамическом режиме на заданном эшелоне осуществляется традиционным отклонением одной панели каждого руля 5 или 6, 8 или 9, 19 или 20, 21 или 22 в свою сторону. Для уменьшения горизонтальной скорости на взлете отклоняют панели каждого руля курса и/или тангажа у ПА одновременно каждую в свою сторону. Для ориентирования аэролета на посадке после выравнивания дополнительно отключают эжектирование обтекающего фрагменты воздуха, по крайней мере, последних фрагментов комплекта. Это снижает скорость обтекания и одновременно с уменьшением подъемной силы ускоряет опускание аэролета на точку касания стоянки. После уменьшения горизонтальной скорости от точки выравнивания до точки касания ориентирование по курсу дополнительно выполняют струйными рулями 27 (фиг.8). При последовательном отключении эжектирования на других фрагментах одного или всех комплектов создается дополнительная возможность регулирования горизонтальной и вертикальной скорости. А регулировка оборотов обеспечивает ювелирно точную мягкую посадку в точке касания даже без включения рулей в режим торможения.Take-off, flight and landing of a jet aerosol are performed as described in examples 1-4, with air being taken from the engine on take-off and landing to flow around a set of fragments and create a lifting force regardless of the horizontal movement of the aerosol. Its orientation in aerodynamic mode at a given level is carried out by the traditional deviation of one panel of each
Пример 6Example 6
При слабом ветре после выполнения полетного задания или завершения штатного полета по маршруту на заданном эшелоне полета аэролет переводят на планирование с эшелона до высоты выравнивания, на которой переводят аэролет в горизонтальный полет на этой высоте, установив рулем курса 5, 6 направление на точку касания на стоянке или разгрузки-погрузки и переключив его или оба руля в режим торможения. Приближение к точке касания пилот контролирует визуально и при необходимости регулирует оборотами. На высоте 1,5-2 м перед точкой касания разворачивает аэролет в положение, исключающее попадание потока от винта на хозяйственные строения или технику перед ними, и уменьшают обороты до плавного опускания аэролета на точку касания со скоростью 0,3-0,15 м/сек (фиг.30, сплошная линия правой половины траектории).In light winds, after completing a flight mission or completing a regular flight along a route at a given flight level, the aero-plane is transferred to planning from the echelon to the leveling level at which the aero-plane is converted to horizontal flight at this height, setting the
Маневренность по тангажу тяжелых среднемагистральных и межконтинентальных реактивных аэролетов надежнее обеспечивает комплект фрагментов, по крайней мере один, выполненный с пропорциональным регулированием степени обтекания фрагментов в комплекте. Например, для перевода аэролета в кабрирование обдув с эжектированием первого фрагмента выполняют в полном объеме - F1, второго - 3/4 F1, третьего - 1/2 F1 и четвертого - 1/4 F1 (фиг.29). Вариантами пропорциональности может быть регулирование только обдува, только эжектирования. Эта же пропорциональность или ей подобная может использоваться для перевода аэролета в планирование с обратным расположением подъемных сил на фрагментах - четвертый, третий, второй и первый.The pitch maneuverability of heavy medium-haul and intercontinental jet airplanes is more reliably provided by a set of fragments, at least one made with proportional control of the degree of flow around the fragments in the set. For example, to transfer the aero to cabling, airflow with ejection of the first fragment is performed in full - F1, the second - 3/4 F1, the third - 1/2 F1 and the fourth - 1/4 F1 (Fig. 29). Variants of proportionality can be regulation only blowing, only ejection. The same proportionality or the like can be used to translate an aero-plane into planning with the reverse arrangement of lifting forces on fragments - the fourth, third, second and first.
Пример 7Example 7
Для посадки при сильном ветре перевод аэролета в планирование, выравнивание на безопасной высоте и полет с торможением выполняют описанными в примерах 1-6 образом. Вследствие сильного ветра приближение к точке касания и опускание к ней целесообразно выполнять против ветра. Однако при таком движении подъемная сила комплектов фрагментов от обтекания их от движения складывается с силой от винта у поршневых и от обтекания обдуваемым воздухом от реактивного двигателя. Обороты двигателя при этом будут достаточно высокими, чтобы преодолеть силу ветра, и соответственно суммарная подъемная сила будет превышать посадочный вес аэролета и затруднять опускание на точку касания на стоянке.For landing in a strong wind, the translation of the aero-plane into planning, leveling at a safe height and flight with braking are performed as described in examples 1-6. Due to strong winds, it is advisable to approach the point of contact and lower it to it against the wind. However, with such a movement, the lifting force of the sets of fragments from the flow around them from the movement is added with the force from the screw of the piston and from the flow around the blown air from the jet engine. The engine speed will be high enough to overcome the wind force, and accordingly, the total lifting force will exceed the landing weight of the aircraft and make it difficult to lower to the touch point in the parking lot.
Пилот может разрешить это противоречие, пролетев над точкой касания в пологом планировании на 15-20 метров далее точки касания и оборотами уменьшая скорость аэролета до величины, меньшей скорости ветра. После этого суммарная подъемная сила становится меньше посадочного веса аэролета, и одновременно с опусканием к поверхности стоянки ветер будет сносить его к точке касания (аэролет начнет «пятиться») с контролем и регулированием скоростей этих оборотами двигателя. В момент касания двигатель выключают и фиксируют аэролет на стоянке колодками, например.The pilot can resolve this contradiction by flying over the touch point in shallow planning 15-20 meters further than the touch point and revolving to reduce the speed of the aircraft to a value less than wind speed. After that, the total lifting force becomes less than the landing weight of the aerolet, and simultaneously with the lowering to the surface of the parking lot, the wind will blow it to the point of contact (the aerolet will begin to “back off”) with speed control and these engine speeds. At the moment of contact, the engine is turned off and the aerolight is fixed in the parking lot by blocks, for example.
Пример 8Example 8
Включение в компоновку аэролетов бортового компьютера весьма существенно облегчает и ускоряет предполетную подготовку пилота. Ему достаточно получить метеоданные на маршруте и ввести их в программу предстоящего рейса для учета влияния встречного ветра или определить поправку в полетное время на время обхода грозового участка на маршруте или время задержки вылета. Прочие данные по курсу, высоте и скорости полета имеются в информационной базе компьютера, и для их использования достаточно открыть файл с номером рейса и вывести его на экран монитора. После этого достаточно ввести в таблицу рейса фактические данные по загрузке - вес груза, число пассажиров и отправить эти данные диспетчеру в автоматическом режиме.The inclusion of an on-board computer in the aerolight layout greatly facilitates and speeds up pre-flight pilot training. It is enough for him to get weather data on the route and enter them into the program of the upcoming flight to take into account the influence of the headwind or to determine the correction in flight time for the time of bypassing the thunderstorm on the route or the delay time of departure. Other data on the heading, altitude and flight speed are available in the computer information base, and for their use it is enough to open the file with the flight number and display it on the monitor screen. After that, it is enough to enter the actual loading data into the flight table - the weight of the cargo, the number of passengers and send this data to the dispatcher in automatic mode.
Пример 9Example 9
Взлет, полет и ориентирование аэролета в полете выполняют описанным в примерах 1-4 образом.Take-off, flight and orientation of the aircraft in flight is performed as described in examples 1-4.
После планирования для посадки и выравнивания на безопасной высоте перед включением рулей в режим торможения телескопические вставки фрагментов нижнего сектора и/или нижнего сектора фюзеляжа выдвигают в положение экранирования, которые после касания поверхности приземления убирают в фрагменты или фюзеляж.After planning for landing and leveling at a safe height, before engaging the rudders in braking mode, the telescopic inserts of fragments of the lower sector and / or lower sector of the fuselage are advanced to the shielding position, which, after touching the landing surface, is removed into fragments or fuselage.
В трехступенчатом самолетном преобразовании энергии силовой установки в подъемную силу крыла поток винта или реактивной струи тратится на преодоление лобового сопротивления полуплоскостей крыла, оперения со стабилизатором и фюзеляжа, и потому скорость обтекания воздушной среды несущих поверхностей самолета будет существенно меньше скорости обтекания воздухом от двигателя фрагментов 3, 4, 15 и 16, дополнительно разгоняемым эжектированием его в газовый поток. Число упомянутых комплектов элементов и возможность их увеличения может многократно увеличить общую площадь и с ней суммарную подъемную силу, что позволяет прогнозировать отрыв от точки касания стоянки даже на малом газе работы силовой установки при полной независимости подъемной силы от горизонтальной скорости аэролета.In a three-stage airplane conversion of the power plant’s energy into the wing lift, the flow of a screw or jet stream is spent on overcoming the drag of the half-planes of the wing, plumage with a stabilizer and the fuselage, and therefore the speed of flow around the air environment of the aircraft’s bearing surfaces will be significantly lower than the speed of airflow around the
Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, системы топливной, кондиционирования и шасси, на приборной доске его установлен экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке обеспечивает контроль работы двигателей, систем и агрегатов его с автоматическим включением на экран параметров с появившейся неисправностью и заключением о степени опасности ее и возможности полета.An aircraft consisting of a propeller block at the front end of the fuselage, which has a cabin, passenger compartment or cargo compartment, a fuel, air conditioning and chassis system; an on-board computer monitor screen is installed on its dashboard, the processor of which in the instrument compartment controls the operation of engines, systems and units it with automatic inclusion on the screen of the parameters with the appeared malfunction and a conclusion about the degree of danger of it and the possibility of flight.
Альтернативными вышеописанным вариантам выполнения транспортных средств, традиционно работающих на углеводородном топливе, в данной группе изобретений являются варианты, работающие на сжатом природном газе и особенно на воде. Сжатый природный газ уже признан и широко используется в автомобильной промышленности и в ее перевозках.Alternatives to the above-described embodiments of vehicles traditionally powered by hydrocarbon fuels in this group of inventions are those operating on compressed natural gas and especially water. Compressed natural gas is already recognized and widely used in the automotive industry and in its transportation.
Силовая установка, фюзеляж, фрагмент или комплект их выполнены с возможностью работы на сжатом природном газе путем адаптирования или модернизирования на сжатый природный газ, фюзеляж 2 снабжен герметичным отсеком для установки одного, по крайней мере, баллона сжатого природного газа, или полость одного, по крайней мере, фрагмента крыла или комплект фрагментов, преимущественно нижний, выполнен с емкостью дли зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в двигателе силовой установки.The power plant, the fuselage, a fragment or a set of them are configured to operate on compressed natural gas by adapting or upgrading to compressed natural gas, the
Также отличается топливная система аэролета, выполненного с возможностью испарения воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода в стехиометрическом составе аналогично углеводородной топливной смеси в цилиндрах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивного двигателя силовой установки.Also, the fuel system of an aerolet, made with the possibility of evaporating water with the subsequent dosage of steam for laser irradiation in the irradiation chamber to produce a hydrogen and oxygen charge in a stoichiometric composition, is similar to a hydrocarbon fuel mixture in a piston engine cylinder or a mixture of hydrogen and oxygen necessary for stable combustion combustion chamber of a jet engine of a power plant.
Каждый комплект фрагментов крыла аэролета содержит несущие или управляющие поверхности и средства установки его на фюзеляже, при этом несущие поверхности каждого фрагмента расположены на верхней стороне его, а фрагменты выполняются с крепежными отгибами стрингеров и лонжеронов или крепежными кронштейнами, расположенными у верхних и нижних комплектов фрагментов в плоскости симметрии фюзеляжа и фрагментов.Each set of fragments of the wing of an aerolet contains bearing or control surfaces and means for mounting it on the fuselage, while the bearing surfaces of each fragment are located on its upper side, and the fragments are made with mounting bends of stringers and side members or mounting brackets located at the upper and lower sets of fragments in plane of symmetry of the fuselage and fragments.
Фрагмент крыла аэролета, содержащий силовой набор из лонжерона и стрингера, соединенных с нервюрами, и обшивку на них, образующую поверхности обтекания фрагмента воздушным потоком, выполнен с лонжеронами и стрингерами, имеющими длину, соответствующую поперечному сечению воздушного потока в месте расположения фрагмента на фюзеляже, на концах каждого из них выполнены отгибы 7 для стационарного присоединения фрагмента к фюзеляжу или имеющего отверстия, для установки на них шарнирных связей с приводом перестановки фрагмента на угол атаки, соответствующий этапу полета.A fragment of the wing of an aerolet containing a power pack of a spar and stringer connected to the ribs, and a skin on them, forming the surface around the fragment by the air flow, is made with spars and stringers having a length corresponding to the cross section of the air flow at the location of the fragment on the fuselage, on at the ends of each of them, bends 7 are made for stationary attachment of a fragment to the fuselage or having openings, for installation of articulated connections on them with a drive for moving the fragment to the angle of attack, corresponding to the phase of flight.
Силовой каркас фюзеляжа аэролетов, из лонжеронов, соединенных со стрингерами и закрепленной на них обшивкой с поперечными элементами, пилотской кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком с креслами для пассажиров или средствами перемещения грузов и фиксации их в отсеке, при этом шпангоуты или стрингеры снабжены средствами крепления на фюзеляже фрагментов крыла, отверстиями для болтового соединения или шарнирного с приводами.The power frame of the fuselage of airplanes, from spars connected to stringers and secured to them with sheathing with transverse elements, a pilot's cabin, passenger cabin or cargo compartment with passenger seats or means of moving goods and securing them in the compartment, while frames or stringers are equipped with fastening means on the fuselage of the wing fragments, holes for bolting or articulated with actuators.
Реверсивное устройство двигателя силовой установки аэролета, содержащее пару шарнирно установленных в корпусе створок, закрывающих окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток, двухполостную проставку, систему управления реверсом, обеспечивающую разделение газового потока на две части для торможения (в переложении на 90°) или на три части для зависания посредством переложения створок на угол, обеспечивающий равенство прямой тяги из сопла и обратной суммарной тяги потоков из окон реверса, для чего опоры створок расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, окна с решетками расположены на боковых, по крайней мере, внешних секторах корпуса реверса или фюзеляжа, силовые цилиндры с опорами расположены на верхнем и нижнем секторах их соответственно, лопатки решеток выполнены с кривизной, обеспечивающей перемещение потоков из решеток параллельно поверхности земли.A reversing device of the engine of an aero-propulsion power plant, comprising a pair of flaps pivotally mounted in the body of the casement, closing the case windows with grilles of vanes guiding the gas flow, a two-cavity spacer, a reverse control system that ensures the separation of the gas flow into two parts for braking (90 ° arranged) or into three parts for hovering by shifting the flaps at an angle that ensures equality of direct thrust from the nozzle and the reverse total thrust of flows from the reverse windows, for which the flap supports are located wives in a vertical plane passing through the axis of the engine, windows with gratings are located on the lateral at least external sectors of the reverse or fuselage body, power cylinders with supports are located on their upper and lower sectors, respectively, the blades of the gratings are made with a curvature that allows the flow to flow from gratings parallel to the surface of the earth.
Воздухозаборник реактивного двигателя аэролета, интегрованного в хвостовую часть фюзеляжа, со входами соответственно на верхнем или нижнем секторе, при этом вход каждого воздушного канала к двигателю выполнен с одной, по крайней мере, парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов 33 переменной глубины соответственно размещению задней кромки заднего фрагмента 34 соответствующего комплекта фрагментов крыла с соответствующей задней кромке геометрией.The air intake of the jet engine integrated into the rear of the fuselage, with inputs respectively on the upper or lower sector, while the entrance of each air channel to the engine is made with at least one pair of
Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручки с рулем 5, 6 тангажа и педалей с рулем курса 8, 9 (21, 22) и кнопками управления электропривода переключения, по крайней мере, части фрагментов на взлетный, полетный или посадочный угол атаки или электропривода переключения нижнего, по крайней мере, комплекта фрагментов в положение экранирования подъемной силы посредством перемещения телескопических вставок фрагментов в противоположном направлении одновременно.An aerolet control system, comprising a control knob pivotally mounted on the base in the cockpit (crew) with control pedals at the lower end and a handle on the upper, having landing and cleaning buttons for landing gear and landing shield, connected by a cable-and-wheel with rocking arms and
Способ создания подъемной силы аэролета с поршневым или реактивным двигателем, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение аппарата с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой, для чего обеспечивают начало взаимодействия создаваемого двигателем воздушного потока с фрагментами крыла независимо от горизонтального перемещения аэролета посредством последовательного взаимодействия воздушного потока от винта с расположенными в этом потоке фрагментами у поршневых аэролетов, а у реактивных обеспечивают обтекание одного, по крайней мере, фрагмента крыла отобранным от двигателя воздухом с эжектированием его после каждой задней кромки фрагментов или последнего фрагмента крыла в сопло реактивного двигателя с разделением реактивной струи в реверсе для вертикального перемещения на центральный поток прямой тяги и два боковых, в сумме равных центральному и противоположно ему направленных и расположенных параллельно земной поверхности, а скорость поршневого аэролета ограничивают на взлете или уменьшают на посадке, включив аэродинамические рули курса или тангажа в положение торможения.A method of creating the lift force of an aerolet with a piston or jet engine, which converts the energy of the fuel into engine operation and into the movement of the apparatus with the interaction of the bearing surfaces with the air environment, which ensures the beginning of the interaction of the air flow generated by the engine with the fragments of the wing, regardless of the horizontal movement of the aerolet by means of sequential interactions of the air flow from the propeller with fragments located in this flow for piston aerosol, and for jet they ensure that at least one wing fragment is flowed around by the air taken from the engine and is ejected after each trailing edge of the fragments or the last wing fragment into the jet engine nozzle with separation of the jet in reverse for vertical movement to the central forward thrust flow and two side thrusts in total equal to the central and opposite directed to it and located parallel to the Earth’s surface, and the speed of the piston aerolet is limited at take-off or reduced at landing, turning on the aerod Course-dynamic control surfaces or pitching in the braking position.
Способ работы реверса тяги аэролета с реактивной силовой установкой, одной, по крайней мере, содержащий разблокировку створок для перекладки и их блокировку после перекладки, разделение газового потока двигателя на две части и взаимодействие их с решетками реверса для торможения, по крайней мере, или на три потока для зависания посредством взаимодействия двух из них с лопатками решеток и изменения направления каждой из них, блокировку включения реверса с отбором воздуха от двигателя на обдув несущих поверхностей с эжектированием его в сопло двигателя после обдува, а для экстренного прекращения полета при возникновении нештатной ситуации или завершения штатного полета включают реверс тяги в режим торможения одновременно с отбором воздуха от двигателя на обдув одного, по крайней мере, комплекта фрагментов крыла или комбинируют обдув отобранным от двигателя воздухом наиболее удаленного от входа воздухозаборника двигателя одного, по крайней мере, фрагмента крыла одного, по крайней мере, комплекта фрагментов с обдувом остальных фрагментов комплекта, одного, по крайней мере, воздушным потоком входящего в двигатель воздуха и при этом синхронно изменяют режим торможения работы реверса на режим зависания посредством перекладки створок реверса в положение разделения газового потока его на три потока.A method of operating an aero-thrust reverse engine with a jet propulsion system, at least one comprising unlocking the flaps for shifting and blocking them after shifting, dividing the engine gas stream into two parts and interacting with the reverse grilles for braking, at least or three flow for hovering through the interaction of two of them with the blades of the grilles and changing the direction of each of them, blocking the inclusion of reverse with the selection of air from the engine to blow the bearing surfaces with its ejection in engine bore after blowing, and for an emergency termination of flight in the event of an emergency or completing a regular flight, turn the thrust reverse into braking mode simultaneously with taking air from the engine to blow one, at least a set of wing fragments, or combine blowing with the outermost air taken from the engine from the air intake of the engine of one, at least, a fragment of the wing of one, at least, a set of fragments with airflow of the remaining fragments of the set, one, at least re, by the air flow of the air entering the engine and at the same time synchronously change the braking mode of the reverse operation to the hovering mode by shifting the reverse flaps to the position of dividing its gas stream into three streams.
Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет на приборной доске экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке обеспечивает контроль работы двигателей, систем и агрегатов его с автоматическим включением на экран параметров с появившейся неисправностью и заключением о степени опасности ее и возможности полета.The aircraft, consisting of a propeller block at the front end of the fuselage, which has a cabin, passenger compartment or cargo compartment, fuel system and chassis, has an on-board computer monitor screen on the dashboard, the processor of which in the instrument compartment controls its engines, systems and units with automatic inclusion on the screen of parameters with the appeared malfunction and the conclusion on its degree of danger and possibility of flight.
Аэролет, содержащий систему управления и шасси, имеет силовую установку, фюзеляж, фрагмент или комплект их выполнены с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптирована или модернизирована на сжатый природный газ, фюзеляж 2 снабжен герметичным отсеком для установки емкости природного газа или полость фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.An airliner containing a control system and a chassis has a power plant, the fuselage, a fragment or a set of them is configured to operate on compressed natural gas, for which the power plant, the fuel system is adapted or upgraded to compressed natural gas, the
Топливная система его может быть снабжена испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода в стехиометрическом составе углеводородной топливной смеси в цилиндрах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивной силовой установки.Its fuel system can be equipped with a water evaporator followed by a dosage of water vapor for laser irradiation in the irradiation chamber to produce a hydrogen and oxygen charge in the stoichiometric composition of the hydrocarbon fuel mixture in the piston engine cylinders or a mixture of hydrogen and oxygen necessary for stable combustion in the reactive power combustion chamber installation.
Все перечисленные в заявке варианты аэролетов не исчерпывают возможности варьирования их. И каждый из перечисленных и возможных вариантов характеризуется одним изобретательским замыслом, что подтверждается наличием основных признаков в общей совокупности каждого из упомянутых вариантов.All listed in the application options for airplanes do not exhaust the possibility of varying them. And each of the listed and possible options is characterized by one inventive concept, which is confirmed by the presence of the main features in the total totality of each of the mentioned options.
Все они имеют вентиляторно-фрагментную несущую аэродинамическую систему, продольно расположенную на фюзеляже с устройством создания воздушного или газового потока (вентиляторами, например) на переднем конце фюзеляжа, обдувающего расположенные за ним фрагменты крыла и эжектируемого за последним фрагментом в конце фюзеляжа.All of them have a fan-fragment bearing aerodynamic system, longitudinally located on the fuselage with an air or gas flow generating device (fans, for example) at the front end of the fuselage, blowing out wing fragments behind it and ejected behind the last fragment at the end of the fuselage.
Именно эти признаки обеспечивают основной технический результат: возможность создания подъемной силы в вертикальном перемещении или в горизонтальной неподвижности с точки касания на стоянке, не связанной с традиционной самолетной инфраструктурой.It is these features that provide the main technical result: the ability to create lifting force in vertical movement or in horizontal immobility from the touch point in the parking lot, not related to traditional aircraft infrastructure.
Из формулы и описания очевидно, что системы, узлы и агрегаты, входящие в один из вариантов, по крайней мере, обеспечивают не только технический результат общей совокупности признаков этого варианта. Каждый из них вносит выполнением своей функции определенную долю общего технического результата. А общая совокупность любого из упомянутых вариантов, кроме описанной возможности раздельного вертикального и горизонтального перемещения и переключения одного из них на другой по выбору пилота (экипажа), еще и способность самостабилизации аэролета по крену: при любом случайном крене вес его и подъемная сила, расположенные в одной вертикальной плоскости, создают самовосстанавливающий момент, приводящий аэролет в устойчивое первоначальное положение.From the formula and description it is obvious that the systems, components and assemblies included in one of the options, at least, provide not only the technical result of the general set of features of this option. Each of them contributes a certain share of the overall technical result by performing its function. And the general totality of any of the mentioned options, except for the described possibility of separate vertical and horizontal movement and switching one of them to another at the choice of the pilot (crew), is also the ability to self-stabilize the aircraft by roll: for any random roll, its weight and lifting force are located in one vertical plane, create a self-healing moment, bringing the aircraft in a stable initial position.
ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬINDUSTRIAL APPLICABILITY
Промышленная применимость заявленных решений определяется и основами теоретической аэродинамики - законами создания подъемной силы и обращения движения, и нормами, правилами и опытом многолетнего прикладного использования их. И не только в авиастроении.The industrial applicability of the claimed solutions is determined by the fundamentals of theoretical aerodynamics - the laws of creating lift and handling, and the norms, rules and experience of their many years of applied use. And not only in the aircraft industry.
Конструкция узлов аэролета, технология изготовления их, технологическая база, производственные площади, стенды, лаборатории и оборудование для экспериментальных проверок расчетов математического моделирования, прочая инфраструктура, инженерные и трудовые ресурсы, федеральные правила авиаперевозок обеспечивают и требуют немедленного внедрения, как и ИКАО и другие международные законы и правила обеспечения безопасности полетов. А вопиют о немедленной замене самолетов аэролетами тысячи родственников последних 228 жертв Аирбаса, как и десятков тысяч родственников предыдущих самолетных катастроф, сотни миллионов долларов затрат на исследование этих катастроф и компенсации ущерба от них.The design of aerolith assemblies, their manufacturing technology, technological base, production facilities, stands, laboratories and equipment for experimental verification of mathematical modeling calculations, other infrastructure, engineering and labor resources, federal rules for air transportation provide and require immediate implementation, like ICAO and other international laws and safety regulations. And they cry about the immediate replacement of airplanes by air by thousands of relatives of the last 228 victims of Airbas, as well as tens of thousands of relatives of previous plane accidents, hundreds of millions of dollars in the costs of investigating these disasters and compensating for damage from them.
Claims (47)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010100721/11A RU2466061C2 (en) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010100721/11A RU2466061C2 (en) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010100721A RU2010100721A (en) | 2011-07-20 |
RU2466061C2 true RU2466061C2 (en) | 2012-11-10 |
Family
ID=44752154
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010100721/11A RU2466061C2 (en) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2466061C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613074C2 (en) * | 2015-08-20 | 2017-03-15 | Александр Поликарпович Лялин | Vertical takeoff propeller aircraft |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10877487B2 (en) * | 2018-04-25 | 2020-12-29 | The Boeing Company | Pitch and thrust control for compound aircraft |
Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB392447A (en) * | 1931-12-08 | 1933-05-18 | Dornier Metallbauten Gmbh | Single spar aircraft wing with auxiliary spars |
US2224641A (en) * | 1938-04-07 | 1940-12-10 | Burnelli Aircraft Corp | All-wing airplane |
US3451645A (en) * | 1967-03-09 | 1969-06-24 | John R Wolcott | Aerodynamic lift vehicle |
US3666211A (en) * | 1970-03-12 | 1972-05-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Trijet aircraft |
SU799636A3 (en) * | 1974-08-19 | 1981-01-23 | Роквелл Интернэшнл Корпорейшен (Фирма) | Method of flying apparatus control with vertical take-off and landing |
RU2002671C1 (en) * | 1991-04-08 | 1993-11-15 | Kirichenko Gennadij S | Method and device for producing lift and propulsive force |
US5299760A (en) * | 1992-07-07 | 1994-04-05 | The Dee Howard Company | S-duct for a turbo-jet aircraft engine |
RU2107011C1 (en) * | 1994-07-12 | 1998-03-20 | Акционерное общество открытого типа Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Aircraft |
RU2132291C1 (en) * | 1998-06-01 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "МОЛНИЯ" | Passenger aeroplane of triplane configuration |
RU2271314C9 (en) * | 2003-11-12 | 2007-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Aircraft air-conditioning system |
RU2349505C1 (en) * | 2007-07-09 | 2009-03-20 | Николай Иванович Максимов | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system |
CN101531253A (en) * | 2009-04-13 | 2009-09-16 | 史建新 | Electronic kinetic energy radiation propeller |
RU2371352C1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-10-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Variable-thrust vector aircraft |
RU2598877C2 (en) * | 2014-10-28 | 2016-09-27 | Николай Георгиевич Селивёрстов | Universal shell with propellant charge and projectile |
-
2010
- 2010-01-11 RU RU2010100721/11A patent/RU2466061C2/en active
Patent Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB392447A (en) * | 1931-12-08 | 1933-05-18 | Dornier Metallbauten Gmbh | Single spar aircraft wing with auxiliary spars |
US2224641A (en) * | 1938-04-07 | 1940-12-10 | Burnelli Aircraft Corp | All-wing airplane |
US3451645A (en) * | 1967-03-09 | 1969-06-24 | John R Wolcott | Aerodynamic lift vehicle |
US3666211A (en) * | 1970-03-12 | 1972-05-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Trijet aircraft |
SU799636A3 (en) * | 1974-08-19 | 1981-01-23 | Роквелл Интернэшнл Корпорейшен (Фирма) | Method of flying apparatus control with vertical take-off and landing |
RU2002671C1 (en) * | 1991-04-08 | 1993-11-15 | Kirichenko Gennadij S | Method and device for producing lift and propulsive force |
US5299760A (en) * | 1992-07-07 | 1994-04-05 | The Dee Howard Company | S-duct for a turbo-jet aircraft engine |
RU2107011C1 (en) * | 1994-07-12 | 1998-03-20 | Акционерное общество открытого типа Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Aircraft |
RU2132291C1 (en) * | 1998-06-01 | 1999-06-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "МОЛНИЯ" | Passenger aeroplane of triplane configuration |
RU2271314C9 (en) * | 2003-11-12 | 2007-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Aircraft air-conditioning system |
RU2349505C1 (en) * | 2007-07-09 | 2009-03-20 | Николай Иванович Максимов | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system |
RU2371352C1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-10-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Variable-thrust vector aircraft |
CN101531253A (en) * | 2009-04-13 | 2009-09-16 | 史建新 | Electronic kinetic energy radiation propeller |
RU2598877C2 (en) * | 2014-10-28 | 2016-09-27 | Николай Георгиевич Селивёрстов | Universal shell with propellant charge and projectile |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ГУЛЯ А.А. И др. Летчику о турбовинтовом самолете. - М.: ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МО СССР, 1971, с.230-234, 262-277. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613074C2 (en) * | 2015-08-20 | 2017-03-15 | Александр Поликарпович Лялин | Vertical takeoff propeller aircraft |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010100721A (en) | 2011-07-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
US10384796B2 (en) | Aerospace plane system | |
RU2349505C1 (en) | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system | |
RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
CA2870808C (en) | An aerospace plane system | |
US5881970A (en) | Levity aircraft design | |
US20200354050A1 (en) | Convertiplane | |
RU2127202C1 (en) | Method of creating system of forces of aircraft of aeroplane configuration and ground-air amphibious vehicle for implementing this method | |
RU2466908C2 (en) | Integrated technology of operation and production "maxinio" transport facilities: vtol electric aircraft (versions), electric aircraft units and methods of employment electric aircraft and its parts | |
US20220177115A1 (en) | High-lift device | |
RU2466061C2 (en) | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts | |
RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
WO2002070342A1 (en) | Circular vertical take-off and landing aircraft | |
RU2317220C1 (en) | Method of forming the system of forces of flying vehicle and flying vehicle-ground-air-amphibian for realization of this method | |
RU192967U1 (en) | SHORT TAKEOFF AND LANDING PLANE | |
RU2497721C2 (en) | Mukhamedov's vtol aircraft with jump landing gear | |
Norton | STOL progenitors: the technology path to a large STOL transport and the C-17A | |
RU2714176C1 (en) | Multi-purpose super-heavy transport technological aircraft platform of short take-off and landing | |
Ransone | An overview of experimental VSTOL aircraft and their contributions | |
RU2335430C1 (en) | High-capacity aircraft | |
Yoeli | Ducted fan utility vehicles and other flying cars | |
US20160009415A1 (en) | Expanded airliner configured symmetrically rear to front or rear to rear | |
RU2818261C1 (en) | Vtol passenger aircraft | |
RU2408501C2 (en) | Aircraft | |
Wang | Preliminary design of the mid-range passenger plane with a capacity of 106 passengers |