RU2693427C1 - Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft - Google Patents
Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2693427C1 RU2693427C1 RU2018132660A RU2018132660A RU2693427C1 RU 2693427 C1 RU2693427 C1 RU 2693427C1 RU 2018132660 A RU2018132660 A RU 2018132660A RU 2018132660 A RU2018132660 A RU 2018132660A RU 2693427 C1 RU2693427 C1 RU 2693427C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbofan
- vertical
- engine
- fuselage
- thrust
- Prior art date
Links
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 241000724284 Peanut stunt virus Species 0.000 claims description 37
- 241000256259 Noctuidae Species 0.000 claims description 17
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 8
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 claims description 4
- QNRATNLHPGXHMA-XZHTYLCXSA-N (r)-(6-ethoxyquinolin-4-yl)-[(2s,4s,5r)-5-ethyl-1-azabicyclo[2.2.2]octan-2-yl]methanol;hydrochloride Chemical compound Cl.C([C@H]([C@H](C1)CC)C2)CN1[C@@H]2[C@H](O)C1=CC=NC2=CC=C(OCC)C=C21 QNRATNLHPGXHMA-XZHTYLCXSA-N 0.000 claims description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 3
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 3
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 claims description 3
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 claims description 3
- 229910001148 Al-Li alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 241000336500 Caridae Species 0.000 claims description 2
- JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N [Li].[Al] Chemical compound [Li].[Al] JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 239000001989 lithium alloy Substances 0.000 claims description 2
- 238000007665 sagging Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 3
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 2
- 238000006424 Flood reaction Methods 0.000 description 2
- 241001596784 Pegasus Species 0.000 description 2
- 229910003460 diamond Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010432 diamond Substances 0.000 description 2
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 2
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 101100114968 Mus musculus Csf3 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 201000003077 normal pressure hydrocephalus Diseases 0.000 description 1
- 150000003071 polychlorinated biphenyls Chemical class 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
- B64C29/04—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded characterised by jet-reaction propulsion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/12—Canard-type aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки с подъемными соосными вентиляторами (ПСВ), размещенными в фюзеляже за кабиной пилота, направляющими поток сжатого воздуха в два боковых поворотных круглых сопла (ПКС), используемых при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и горизонтальном полете совместно с подъемно-маршевым турбореактивным двигателем, снабженным соплом с управляемым вектором тяги между двух газотурбинных двигателей и отбором совместной мощности от их турбин на привод ПСВ, имеющих по бокам фюзеляжа ПКС, изменяющие вектор пропульсивной их тяги вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно ВВП/КВП.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of unmanned aircraft vertical takeoff and landing with lifting coaxial lift fans (PSV), placed in the fuselage behind the pilot's cabin, directing the flow of compressed air in two lateral rotary round nozzles (PKS) used in vertical and a short take-off / landing (GDP and FOC) and horizontal flight in conjunction with a turbojet uphill propulsion engine equipped with a thrust vector thrust between two gas turbine engines and the selection of the joint power from their turbines to the PSV drive, having PKS along the sides of the fuselage, changing their propulsion thrust vector along the axis of symmetry or vertically / obliquely down when performing respectively GDP / FOC.
Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) модели Harrier GR.7 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий стреловидное высокорасположенное крыло, подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель с четырьмя поворотными его соплами, размещенными вблизи центра масс попарно слева и справа от фюзеляжа, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known aircraft vertical takeoff and landing (VTOL) Harrier GR.7 model company Hawker Siddeley (UK), which contains a swept high-wing, lift-sustainer turbofan engine with four turning its nozzles placed near the center of mass in pairs to the left and right of the fuselage, has a tail tail and tricycle retractable wheeled chassis.
Признаки, совпадающие - в силовой установке имеется подъемно-маршевый турбовентиляторный двигатель Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 тягой 9870 кгс с двумя парами поворотных сопел, расположенных в обтекателях с каждого борта фюзеляжа: два перед передней и два за задней кромкой стреловидного крыла, которые создают тягу соответственно холодным сжатым воздухом от первого контура двигателя, вторые - горячим выхлопом двигателя. Двигатель СВВП имеет боковые воздухозаборники, а его поворотные боковые реактивные сопла снабжены дефлекторами, которые при вертикальном взлетном весе 9140 кг могут, отклоняясь на 15° вперед или назад по полету, придавать реактивному потоку газов нужное продольное направление.The signs are the same - in the power plant there is a lift-propulsion turbofan engine Rolls-Royce Pegasus Mk. 103 9870 kgf with two pairs of rotary nozzles located in the fairings on each side of the fuselage: two in front of the front and two behind the rear edge of the swept wing, which create thrust with cold compressed air from the first circuit of the engine, the second - with the hot exhaust of the engine. The VTOL engine has side air intakes, and its swiveling side jet nozzles are equipped with deflectors, which, with a vertical take-off weight of 9140 kg, can deviate 15 ° forward or backward along the flight and give the desired longitudinal direction to the gas flow.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подъемно-маршевый двигатель Pegasus Mk. 103 имеет наружный диаметр 1,219 м при его длине 3,48 м и со степенью двухконтурности 1,2, а боковое расположение сопел по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину средней части фюзеляжа, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета у земли до 1100 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение, возникающее на режимах ВВП и зависания в связи с необходимостью разработки защиты от любых сбоев системы управления при отказе синхронного отклонения дефлекторов сопел, приводящего к усложнению автоматической системы управления и необходимости принятия соответствующих мер, чтобы сохранить контроль и стабильность управления. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги при соответствующем повороте сопел двигателя при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи. В конечном итоге все это ограничивает возможность повышения радиуса действия более 520 км и показателей топливной эффективности менее 2758 г/т⋅км при целевой нагрузке 1,0 т.The obstacles to the task: the first is that the lifting and sustainer engine Pegasus Mk. 103 has an outer diameter of 1.219 m with a length of 3.48 m and a bypass ratio of 1.2, and the lateral arrangement of nozzles along the sides of the fuselage predetermines the presence of developed fairings on each side of the fuselage, increasing the width of the middle part of the fuselage, which complicates the design and increases the aerodynamic resistance and limit the flight speed on the ground to 1100 km / h. The second is that a possible complication arising on GDP regimes and delays due to the need to develop protection against any control system failures when the synchronous deflection of the nozzles deflectors fails, which complicates the automatic control system and the need to take appropriate measures to maintain control and stability. management. The third is that in order to carry out GDP, transitional and cruising flight regimes, there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust with a corresponding rotation of the engine nozzles during GDP and level flight, which inevitably leads to heavier airframe design, an increase in the amount of maintenance work, but and weight reduction. In the end, all this limits the possibility of increasing the radius of action of more than 520 km and fuel efficiency indicators of less than 2,758 g / t⋅km with a target load of 1.0 tonnes.
Известен палубный СВВП модели F-35V (США), содержащий высокорасположенное крыло, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими соместно с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, и отбором мощности на привод переднего подъемного вентилятора с поворотными створками, хвостовое оперение с двумя отклоненными килями наружу.A well-known deck VTOL of model F-35V (USA) containing a high-positioned wing, the arms of which are equipped with side nozzles that create vertical thrust in conjunction with a front lift fan, has a turbojet dual-circuit engine (TRD) with a nozzle that changes the thrust vector and takes power to drive front lift fan with pivoting flaps, tail with two deflected keels outward.
Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка СВВП включает ТРДД, выполненный на базе ТРДД модели F119, имеет модуль основного поворотного сопла (Three-Bearing Swivel Module), муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с соплами, предназначенными для осуществления подъема и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от подъемно-маршевого ТРДД передается к продольному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет продольный вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 л.с. в тягу, примерно равную 89 кН. В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от ТРДД и создают 17 кН подъемной тяги.Signs that coincide - the combined power unit of the VTOLS includes a turbofan engine, made on the basis of the F119 turbofan model, has a Three-Bearing Swivel Module main rotating nozzle, a clutch, a main drive shaft, a lift fan drive reducer and air intake ducts located in the wing with nozzles designed to lift and control aircraft roll. In the GDP mode, the power from the lift-march turbomachine is transmitted to a longitudinal shaft about 1.8 m long. The shaft enters the coupling, and when engaged, the coupling connects the longitudinal shaft to the lifting fan, which is able to convert the power transmitted to it by 21600 hp. in thrust, approximately equal to 89 kN. The afterburner turbojet engine includes a main jet nozzle with controlled thrust vectoring, which rotates to direct the jet of gases coming out of the engine back along the plane’s axis or down in the course of GDP, and the air flow with adjustable flaps that leaves the lift fan gives the desired longitudinal airflow direction. Channels with roll control nozzles receive air from the turbofan engines and generate 17 kN of lifting thrust.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что размещение за кабиной пилота отсека подъемного вентилятора диаметром 1,27 м предопределяет слишком широкий и толстый фюзеляж и, как следствие, большая площадь миделя, что создает дополнительное лобовое сопротивление и ухудшения ЛТХ. Боле того, объем отсека в фюзеляже для размещения в ней подъемного вентилятора уменьшает эффективный его объем на 2,96 м3, в котором можно было разместить топлива 2300 кг. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (подъемный вентилятор с поворотным соплом ТРДД и боковые сопла), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению конструкции, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при выполнении ВВП повышает удельный расход топлива на 46% и ухудшает показатели дальности полета и топливной эффективности. А использование бесфорсажного режима работы ТРДД ограничивает скорость крейсерского полета до 950 км/ч.The obstacles to the task: the first is that the rear location of the turbofan engine with its swiveling nozzle, which changes the thrust vector, has a front output shaft for selecting the take-off power of the shaft through the gearbox and the clutch to the lift fan, which determines behind the cockpit in the design the fuselage has two upper and lower flaps of the lifting fan, which is also equipped with a complex system of deflecting its air flow in the longitudinal direction, which complicates the design. The second is that the placement behind the cockpit of the 1.27 m diameter lift fan compartment predetermines too wide and thick fuselage and, as a result, a large area of the mid-section, which creates additional drag and deterioration of the LTH. Moreover, the volume of the compartment in the fuselage for placing a lifting fan in it reduces its effective volume by 2.96 m 3 , in which 2300 kg of fuel could be placed. The third is that there is a dual system for creating vertical thrust and longitudinal-lateral lifting force (lifting fan with a rotary nozzle for turbofan and side nozzles), which inevitably leads to weighting and complication of the design, but also to reduce the weight efficiency, since in horizontal flight, the side nozzles and the lifting fan, increasing the parasitic mass, are useless. In addition, the use of afterburner turbofan when performing GDP increases the specific fuel consumption by 46% and worsens the flight range and fuel efficiency. And the use of the landing mode without TRDD limits the cruising speed to 950 km / h.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП компании Hawker Siddeley (Великобритания) типа HS.141, содержащий трапециевидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, имеет хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is a VTEL of Hawker Siddeley (UK) of type HS.141, containing a trapezoidal wing, a composite powerplant (SU) with lifting jet engines in fairings on the sides of the fuselage and cruise jet engines on the underwing pylons, has tail plumage and three-bearing retractable wheeled chassis.
Признаки, совпадающие - в данном реактивном СВВП по восемь двигателей расположены в нижних обтекателях с каждого борта фюзеляжа: четыре перед передней и четыре за задней кромкой стреловидного крыла. В составной силовой установке имеется две группы двигателей: два маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls-Royce RB.220 тягой по 12250 кгс и 16 подъемных турбовентиляторных двигателей Rolls-Royce RB.202 тягой по 4670 кгс. Подъемные двигатели, начинают работу, впускные и выпускные створки открываются, освобождая верхние и нижние стороны обтекателей. Подъемные двигатели имеют воздухозаборники и снабжены соплами с дефлекторами, которые при выполнении ВВП могут отклоняться на 15° вперед или назад по полету, придавая реактивному потоку газов нужное продольное направление.Signs that coincide - in this jet VTOL eight engines are located in the lower fairings on each side of the fuselage: four in front of the front and four behind the rear edge of the swept wing. The composite power plant has two groups of engines: two Rolls-Royce RB.220 propulsion turbofan engines with a load of 12,250 kgf each and 16 Rolls-Royce RB.202 lifting turbofan engines with a charge ratio of 4,670 kgf. The lift motors start to work, the intake and exhaust flaps open, freeing the top and bottom sides of the fairings. Lifting engines have air intakes and are equipped with nozzles with deflectors, which, when performing GDP, can deviate 15 ° forward or backward along the flight, giving the jet flow of gases the desired longitudinal direction.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что каждый подъемный двигатель RB.202 имеет наружный диаметр 1,5 м при его длине 1,15 м и со степенью двухконтурности 9,5:1, а их групповое расположение по бортам фюзеляжа предопределяет наличие с каждой стороны фюзеляжа развитых обтекателей, увеличивающих ширину нижней части фюзеляжа почти вдвое, что усложняет конструкцию, увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивают скорость полета до 695 км/ч. Вторая - это то, что возможное осложнение возникает в связи с необходимостью разработки защиты от возможных сбоев системы управления при отказе любого из подъемных двигателей во время выполнения ВВП и зависания, приводящих к асимметричности тяги, что потребуют немедленной остановки его противолежащего двигателя по другую сторону СВВП, приводящего в ситуации такого рода к усложнению автоматической системы управления и снижению стабильности поперечной управляемости. Третья - это то, что для выполнения ВВП, переходных и крейсерских режимов полетов имеется двойная раздельная система создания вертикальной и горизонтальной тяги соответственно подъемными и маршевыми двигателями при выполнении ВВП и горизонтального полета, что неизбежно ведет к утяжелению конструкции планера, увеличению объема регламентных работ, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные двигатели, увеличивая паразитную массу, бесполезны, а при выполнении ВВП и зависания также и маршевые двигатели не используются. Все это в конечном итоге приводит к увеличению удельного расхода топлива, ограничивающего дальность полета до 724 км и показателей топливной эффективности до 2054,8 г/т⋅км при целевой нагрузке 10200 кг.The obstacles to the task: the first is that each RB.202 lifting engine has an outer diameter of 1.5 m with a length of 1.15 m and a bypass ratio of 9.5: 1, and their group arrangement along the sides of the fuselage predetermines the presence of developed fairings on each side of the fuselage, which increase the width of the lower part of the fuselage almost by half, which complicates the design, increases the aerodynamic resistance and limits the flight speed to 695 km / h. The second is that a possible complication arises in connection with the need to develop protection against possible failures of the control system in the event of failure of any of the lift engines during the execution of GDP and the suspension, which leads to asymmetry of thrust, which will require an immediate stop of its opposite engine on the other side of VTOL. leading to a situation of this kind to complicate the automatic control system and reduce the stability of lateral controllability. The third is that for the implementation of GDP, transitional and cruising flight regimes there is a double separate system for creating vertical and horizontal thrust, respectively, lifting and cruising engines when performing GDP and level flight, which inevitably leads to heavier airframe design, an increase in the volume of maintenance work, but and a decrease in weight efficiency, since during horizontal flight, the lift engines themselves, increasing the parasitic mass, are useless, and when performing GDP and freezing, also marching engines ate not used. All this ultimately leads to an increase in specific fuel consumption, limiting the flight range to 724 km and fuel efficiency indicators to 2054.8 g / t-km with a target load of 10,200 kg.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП проекта HS.141 фирмы Hawker Siddeley увеличение целевой нагрузки и весовой отдачи, уменьшение инфракрасной и визуальной заметности, увеличение скорости и дальности полета, повышение надежности и топливной эффективности при самолетных режимах полета как на транс- или сверхзвуковых скоростях полета.The invention solves the problem in the above-mentioned known VTOL of the project HS.141 by Hawker Siddeley, an increase in the target load and weight efficiency, a decrease in infrared and visual visibility, an increase in speed and range, an increase in reliability and fuel efficiency in airplane flight modes as in trans or supersonic flight speeds.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП HS.141 фирмы Hawker Siddeley, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он в гибридной аэродинамической схеме бесхвоста снабжен как низко- или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (НПГО или ВПГО), смонтированным с положительным ϕ=+5° или отрицательным ϕ=-5° углом поперечного V, так и соответствующим высоко- или низко-расположенным дельтовидным крылом (ВДК или НДК), установленным с отрицательным ϕ=-8° или положительным ϕ=+8° углом поперечного V, но и трапециевидными на концах хвостовых балок цельно-поворотными килями (ЦПК), смонтированными во внутрь под углом 15° от вертикали к плоскости симметрии, а также двух- или трехдвигательной СУ, включающей в двигательном отсеке фюзеляжа соответственно и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) или два газотурбинных двигателя (ГТД) с одним ТРДД, установленным между левого и правого ГТД, и соответствующие боковые их подкрыльные или надкрыльные воздухозаборники, имеющие конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку и входные устройства, размещенные под или над носовыми наплывами фюзеляжа, снабженного в верхней его части отсеком для подъемных соосных вентиляторов (ПСВ), имеющих на их надфюзеляжном воздухозаборнике автоматические створки для свободного доступа воздуха в их вертикальный кольцевой обтекатель (ВКО) и выхода воздушного потока из него посредством двух боковых круглых поворотных сопел (ПКС), размещенных в фюзеляжных обтекателях по внешним бортам воздухозаборников симметрично относительно к продольной оси фюзеляжа, имеющего между разнесенными хвостовыми балками соответственно два или одно сопло ТРДД с управлением вектора тяги (УВТ), и передние выводы продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфты сцепления на входные соответственно два или три вала главного редуктора, приводящего выходным продольным валом через муфту сцепления соосный редуктор с вертикальными валами, выходящими вверх и вниз, приводящими соответствующие ПСВ в ВКО, ПКС которого смонтированы спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения подъемной силы от ПКС и вертикальной реактивной тяги от двух/одного сопла ТРДД в подъемно-маршевых реактивных системах соответственно холодной и горячей реактивной струи (XPC-R2 и ГРС-R2/R1), размещенных спереди и сзади от центра масс, которые совместно используются при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), на переходных и горизонтальном режимах полета при соответствующем отборе мощности от двух или трех их турбин на привод двух ПСВ, смонтированных в ВКО, имеющем раздельные каналы для выхода холодной реактивной струи через левое и правое ПКС, изменяющие синхронным отклонением поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, вектор реактивной их тяги назад вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно горизонтального полета или технологии ВВП/КВП и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с соответствующего самолета с XPC-R2 и ГРС-R2/R1 в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно с НПГО/ВПГО при максимальном или нормальном взлетном весе со сложенными консолями НПГО/ВПГО, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и внешние секции ВДК/НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД и ГТД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах XPC-R2 от боковых ПКС и ГРС-R2/R1 от двух/одного сопла ТРДД с УВТ, причем каждое ПКС, имеющее на выходе управляемые поперечные створки, обеспечивающие с Г-образной конфигурацией ПКС при виде сверху или спереди соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета синфазное и дифференциальное их синхронное отклонение вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, при этом консоли стреловидного или трапециевидного НПГО/ВПГО с тонким профилем, смонтированные под/над фюзеляжными наплывами снизу/сверху фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, ниже/выше плоскости ВДК/НДК и в зоне влияния входных устройств подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, выполнены синхронно складывающимися вверх/вниз с размещением задней его кромки вдоль большей наклонной стороны или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных при виде спереди боковых воздухозаборников, преобразующие полетную конфигурацию с гибридного самолета, совмещающего схемы утка и бесхвостка, в классическую компоновку бесхвостка и переднюю их кромку при виде сбоку соответственно с меньшей на большую положительную/с меньшей на большую отрицательную стреловидность или с отрицательной на положительную/с положительной на отрицательную стреловидность, но и экранирующие в гибридной его компоновке снизу/сверху входы в боковые воздухозаборники после раскладки консолей НПГО, длина которых равновелика длине наклонной большей стороне или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных боковых воздухозаборников полутоннельного типа, причем ВДК/НДК малого (λ=2,55) удлинения с углом χ=+48° стреловидности по передней его кромке и V-образной в плане задней кромкой, вынесенной наружу или во внутрь его плоскости, имеет соответственно задние кромки внутренних и внешних его секций с соответствующими элевонами с закрылками и закрылками с элеронами, размещенные в плане параллельно передней и задней или задней и передней кромке трапециевидных подфюзеляжных килей, установленных вдоль поверхностей ЦПК наружу от плоскости симметрии и смонтированных снизу и по внешним бортам хвостовых балок, оснащены на передних и задних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, при этом скошенные боковые стороны как верхней/нижней ромбовидной и нижней/верхней трапециевидной частей фюзеляжа с пирамидальной носовой его частью при виде спереди, так и наклонных частей подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответствующее поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая наплывы и клиновидный профиль ВДК/НДК, имеющего внутренние стреловидные или трапециевидные и внешние трапециевидные или стреловидные его секции, внешние из которых выполнены складывающимися вверх с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль параллельно размещенной линии к последней, не превышая высоту ЦПК и уменьшая после их складывания размах ВДК/НДК на 40%.Distinctive features of the present invention from the above-known VT.18 HS.141 of the company Hawker Siddeley, which is closest to it, are that in the hybrid aerodynamic scheme, the tailless is equipped with a low or high-lying front flank (NPGO or VPGI) mounted with a positive ϕ = + 5 ° or a negative ϕ = -5 ° angle of the transverse V, as well as the corresponding high or low delta wing (VDK or NDK), installed with a negative ϕ = -8 ° or positive ϕ = + 8 ° transverse angle th V, but also trapezoidal at the ends of the tail beams with one-piece pivoting keels (CPC), mounted inside inwardly at an angle of 15 ° from the vertical to the plane of symmetry, as well as a two or three engine SU, including two turbojet engines in the fuselage engine compartment (TRD) or two gas turbine engines (GTE) with one turbofan engine installed between the left and right GTE, and their corresponding lateral underwing or overwing air inlets, having the design of their channels with double S-imagery at the sight from above and from the side and inlet devices placed under or above the nasal floods of the fuselage, provided in its upper part with a compartment for elevating coaxial fans (PSV), having automatic flaps on their dorsal air intake for free access of air to their vertical ring fairing (EKO) and the exit of the air flow from it by means of two lateral round rotary nozzles (PKS) located in the fuselage fairings on the outer sides of the air intakes symmetrically relative to the longitudinal axis of the fuselage, I have between the separated tail beams, respectively, two or one TRDD nozzle with thrust vector control (UHT), and the front terminals of the longitudinal shafts from their turbines for power take-off through the clutches to the input two or three shafts of the main gearbox, leading the output longitudinal shaft through the clutch coaxial gearbox with vertical shafts, going up and down, leading to the corresponding PSV in the East Kazakhstan region, the PKS of which are mounted in front of the flight from the center of mass at a distance inversely proportional to between months the volume of application of the lifting force from the PKS and vertical jet thrust from two / one nozzles of the turbofan engine in the lifting and cruising missile systems of the cold and hot jet streams (XPC-R2 and GDS-R2 / R1), respectively, located in front and behind the center of mass, which together used in vertical and short take-off / landing (GDP and FOC), in transient and horizontal flight modes with appropriate power selection from two or three turbines to drive two PSVs mounted in the aerospace defense, having separate channels for cold reactive output and through the left and right PKS changing the synchronous deflection of the transverse shaft with hydraulic actuator in the longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane, the vector of their thrust back along the axis of symmetry or vertically / obliquely down when performing horizontal flight or GDP / FPC technology and performed the ability to convert its flight configuration after a short or vertical take-off from the corresponding aircraft with XPC-R2 and GDS-R2 / R1 into a trans or supersonic aircraft with consistently with the CSEP / FSCP with maximum or normal take-off weight with folded CSFG / FSCP consoles, but vice versa, while in the GDP and hover modes for lifting and rebalancing, the console and external sections of the VDK / NDK are equipped with air discharge from the turbofan engines and GTE with channels and underwing nozzles synchronously interacting on the creation of vertical balanced lifting and jet thrust, respectively, in XPC-R2 systems from side PCB and GDS-R2 / R1 from two / single turbofan engines with ВТ, and each PKS, having at the exit controlled transverse flaps, providing with an L-shaped configuration PKS when viewed from above or front respectively on the modes of GDP, hovering or level flight, in-phase and their differential synchronous deviation forward / backward from vertical or up / down from the horizontal axis of the PCB at angles of ± 15 ° to change the balancing, respectively, in pitch and course, or in pitch and roll, while the console arrow-shaped or trapezoidal NPGO / VPGO with a thin profile, mounted under / above f baseline under / above fuselage, made according to the area rule, below / above the VDK / NDK plane and in the zone of influence of the input devices of the underwing / eaves air intakes, are made up / down in sync with the rear edge along the larger inclined side or diagonal, respectively, of triangular or diamond-shaped when viewed from the front side of the air intakes, which convert the flight configuration from a hybrid aircraft combining duck and tailless schemes into the classical layout of tailless and feathers their edge when viewed from the side, respectively, from smaller to larger positive / from smaller to larger negative sweep or from negative to positive / from positive to negative sweep, but also shielding in the hybrid layout from the bottom / top, the entrances to the side air inlets after laying out the CSGO consoles, the length of which is equal to the length of the inclined larger side or diagonal, respectively, of triangular or diamond-shaped side air intakes of the semi-tunnel type, and the VDK / NDK is small (λ = 2.55) with the angle χ = + 48 ° of the sweep along its front edge and the rear edge V-shaped in plan, taken outwards or inwards into its plane, has respectively the posterior edges of its inner and outer sections with corresponding elevons with flaps and flaps with ailerons, placed in terms of parallel to the front and rear or rear and front edges of the trapezoidal ventral carinae, installed along the CPK surfaces outward from the plane of symmetry and mounted below and on the outer sides of the tail booms, are equipped at the front and behind the ends of their ends with infrared emitters and video cameras, with the bevelled sides of both the upper / lower diamond and lower / upper trapezoidal parts of the fuselage with its pyramidal nose when viewed from the front, and the inclined parts of the underwing / wing wings, reducing the effective area of dispersion, form a corresponding cross-section and faceted configuration when viewed from the front with a sharp line continuously extending from nose to tail, including overhangs and wedge-shaped VDK / NDK profile, having Its internal arrow-shaped or trapezoidal and external trapezoidal or arrow-shaped sections of it, the outer ones of which are made folding up from each side inwards towards the axis of symmetry and along a parallel to the line to the latter, not exceeding the height of the CPC and decreasing the range of VDK / NDK by 40 %
Кроме того, на режимах ВВП и зависания каждый бесфорсажный ТРДД с УВТ в двухдвигательной его СУ выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе 40% свободной мощности на привод упомянутых ПСВ в системе XPC-R2, так и при сбалансированном распределении 60% остаточной реактивной тяги в ГРС-R2 между подкрыльных боковых сопел и круглых сопел ТРДД, размещенных между хвостовых балок, на концах которых упомянутые ЦПК и подфзеляжные кили экранируют сопла ТРДД соответственно сверху и сбоку и создающих посредством их синхронного отклонения поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 95° вниз и обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания и горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность ТРДД на объединительный Т-образный в плане редуктор, снабженный по оси симметрии продольным валом, связанным с упомянутым соосным редуктором упомянутых ПСВ.In addition, on GDP and freeze modes, every unassigned turbofan with UHT in its twin-engine SU is made with elements of digital program control combining simultaneous mode in a two-mode regulation and control system as when selecting 40% free power to drive the mentioned PSV in the XPC system R2, and with a balanced distribution of 60% of residual jet thrust in the GDS-R2 between the underwing side nozzles and round nozzles of a turbofan located between the tail beams, at the ends of which are mentioned CPC and underframe kil. and shield the nozzles of the turbofan engine, respectively, from above and from the side and creating by means of their synchronous deflection a transverse hydraulic shaft in longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane at an angle of up to 95 ° down and back up respectively in the modes of GDP, freeze and level flight, between compressors low and high pressure (KND and KVD) for power takeoff, the average output of the radial shaft, directed to the axis of symmetry and transmitting from the shaft of the KND, mounted coaxially and inside the shaft of the KVD and p ivodimogo low-pressure turbine, through the bevel gear through a clutch turbofan free capacity for unifying T-shaped in plan gear fitted on the longitudinal axis of symmetry of the shaft associated with said gear coaxial with said PSV.
Кроме того, бесфорсажный ТРДД с УВТ в трехдвигательной его СУ, создающий маршевую тяговооруженность 0,622, смонтирован между двух ГТД, обеспечивающих совместно с ТРДД отбор 52-54% от взлетной мощности СУ на привод упомянутых ПСВ на режиме ВВП и зависания, при этом каждый боковой воздухозаборник имеет при виде спереди разделенные упомянутые треугольные конфигурации на внутренние большие и внешние меньшие каналы, направляющие воздушный поток соответственно к ТРДД и каждому ГТД, причем газодинамическое соединение каналов контуров двух ГТД и одного ТРДД предопределяет перераспределение мощности и тяги посредством отбора соответственно мощности на привод двух ПСВ и воздуха от компрессора низкого давления (КНД) каждого ГТД и его направления в наружный контур ТРДД при соответствующем его дросселировании и одновременном восполнении маршевой его тяговооруженности от двух ГТД, что удовлетворяет условию ее повышения на 26-30% для длительного экономичного сверхзвукового полета, при этом в передней части двигательного отсека над входным устройством ТРДД и ГТД имеются продольные автоматически открываемые створки для доступа на режимах ВВП и зависания дополнительного потока воздуха для их работы, причем упомянутое круглое соплом с УВТ снизу в продолжение фюзеляжа снабжено отклоняемым вниз-вверх нижним обтекателем, при этом планер с внутренними отсеками вооружения выполнен из алюминиево-литиевых сплавов и композиционных материалов по малозаметной технологии с радиопоглощающим покрытием.In addition, a disproportionate TRDD with a UHT in its three-engine SU, creating a marching thrust-to-weight ratio of 0.622, is mounted between two GTEs, providing, together with the TRD, selection of 52-54% of the take-off power of the SU to drive the above PSV in the GDP mode and freeze, each side air intake when viewed from the front, the said triangular configurations are divided into internal large and external smaller channels, which direct the air flow to the turbofan engines and each GTE, respectively, while the gas-dynamic connection of the channels of the two gas turbine engine and one The main turbofan engine predetermines the redistribution of power and thrust through the selection of power to drive two PSVs and air from a low pressure compressor (LPC) of each gas turbine engine and its direction into the external circuit of the turbofan engine, with appropriate throttle and simultaneous thrusting of two gas turbine engines, which satisfies the condition its increase by 26-30% for a long economic supersonic flight, while in the front part of the engine compartment above the entrance device of the turbofan engine and gas turbine engine there are longitudinal cars the sash is openable for access on the modes of GDP and the freezing of additional air for their operation, and the above-mentioned round nozzle with UHT is equipped with aluminum-lithium alloys and composite deflectors that are deflected up and down with the bottom of the fuselage. materials on unobtrusive technology with radio absorbing coating.
Кроме того, упомянутая СУ имеет механическую связь валов КНД каждого ГТД с валом КНД ТРДД без применения промежуточных редукторов, улучшающих весовую отдачу, но и газодинамическое соединение выхлопных сопел двух высотных ГТД с соплом высотного ТРДД через управляемые его створки, размещенные до узла поворота, что позволит для экономичного высокоскоростного горизонтального полета на трансзвуковых скоростях, достигая маршевой тяговоуроженности до 0,358, использовать 90% мощности двух ГТД только на привод ПСВ при остановленном ТРДД, уменьшающем инфракрасную и визуальную заметность.In addition, the mentioned control system has a mechanical connection of the shafts of the CPD of each GTE with the shaft of the CPD of the turbofan engine without the use of intermediate gearboxes, which improve the weight output, but also the gas-dynamic connection of the exhaust nozzles of two high-altitude GTE with its nozzle high-altitude turbofan engines through its controlled flaps placed to the turning point, which will allow for economical high-speed horizontal flight at transonic speeds, reaching a cruising thrust ratio of up to 0.358, use 90% of the power of two GTEs only on the PSV drive with the turbofan stopped, I reduce infrared and visual visibility.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить малозаметный БСВВП, который в гибридной аэродинамической схеме бесхвоста снабжен как низко- или высокорасположенным передним горизонтальным оперением (НПГО или ВПГО), смонтированным с положительным ϕ=+5° или отрицательным ϕ=-5° углом поперечного V, так и соответствующим высоко- или низко-расположенным дельтовидным крылом (ВДК или НДК), установленным с отрицательным ϕ=-8° или положительным ϕ=+8° углом поперечного V, но и трапециевидными на концах хвостовых балок цельно-поворотными килями (ЦПК), смонтированными во внутрь под углом 15° от вертикали к плоскости симметрии, а также двух- или трехдвигательной СУ, включающей в двигательном отсеке фюзеляжа соответственно и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) или два газотурбинных двигателя (ГТД) с одним ТРДД, установленным между левого и правого ГТД, и соответствующие боковые их подкрыльные или надкрыльные воздухозаборники, имеющие конструкцию их каналов с двойной S-образностью при виде и сверху, и с боку и входные устройства, размещенные под или над носовыми наплывами фюзеляжа, снабженного в верхней его части отсеком для подъемных соосных вентиляторов (ПСВ), имеющих на их надфюзеляжном воздухозаборнике автоматические створки для свободного доступа воздуха в их вертикальный кольцевой обтекатель (ВКО) и выхода воздушного потока из него посредством двух боковых круглых поворотных сопел (ПКС), размещенных в фюзеляжных обтекателях по внешним бортам воздухозаборников симметрично относительно к продольной оси фюзеляжа, имеющего между разнесенными хвостовыми балками соответственно два или одно сопло ТРДД с управлением вектора тяги (УВТ), и передние выводы продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфты сцепления на входные соответственно два или три вала главного редуктора, приводящего выходным продольным валом через муфту сцепления соосный редуктор с вертикальными валами, выходящими вверх и вниз, приводящими соответствующие ПСВ в ВКО, ПКС которого смонтированы спереди по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения подъемной силы от ПКС и вертикальной реактивной тяги от двух/одного сопла ТРДД в подъемно-маршевых реактивных системах соответственно холодной и горячей реактивной струи (XPC-R2 и ГРС-R2/R1), размещенных спереди и сзади от центра масс, которые совместно используются при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), на переходных и горизонтальном режимах полета при соответствующем отборе мощности от двух или трех их турбин на привод двух ПСВ, смонтированных в ВКО, имеющем раздельные каналы для выхода холодной реактивной струи через левое и правое ПКС, изменяющие синхронным отклонением поперечным валом с гидроприводом в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, вектор реактивной их тяги назад вдоль оси симметрии или вертикально/наклонно вниз при выполнении соответственно горизонтального полета или технологии ВВП/КВП и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения короткого или вертикального взлета с соответствующего самолета с XPC-R2 и ГРС-R2/R1 в транс- или сверхзвуковой самолет соответственно с НПГО/ВПГО при максимальном или нормальном взлетном весе со сложенными консолями НПГО/ВПГО, но и обратно, при этом на режимах ВВП и зависания для осуществления подъема и изменения балансировки по крену консоли и внешние секции ВДК/НДК снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД и ГТД каналами и подкрыльными соплами, синхронно взаимодействующими на режимах создания вертикальной сбалансированной подъемной и реактивной тяги соответственно в системах XPC-R2 от боковых ПКС и ГРС-R2/R1 от двух/одного сопла ТРДД с УВТ, причем каждое ПКС, имеющее на выходе управляемые поперечные створки, обеспечивающие с Г-образной конфигурацией ПКС при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета синфазное и дифференциальное их синхронное отклонение вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, при этом консоли стреловидного или трапециевидного НПГО/ВПГО с тонким профилем, смонтированные под/над фюзеляжными наплывами снизу/сверху фюзеляжа, выполненного по правилу площадей, ниже/выше плоскости ВДК/НДК и в зоне влияния входных устройств подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, выполнены синхронно складывающимися вверх/вниз с размещением задней его кромки вдоль большей наклонной стороны или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных при виде спереди боковых воздухозаборников, преобразующие полетную конфигурацию с гибридного самолета, совмещающего схемы утка и бесхвостка, в классическую компоновку бесхвостка и переднюю их кромку при виде сбоку соответственно с меньшей на большую положительную/с меньшей на большую отрицательную стреловидность или с отрицательной на положительную/с положительной на отрицательную стреловидность, но и экранирующие в гибридной его компоновке снизу/сверху входы в боковые воздухозаборники после раскладки консолей НПГО, длина которых равновелика длине наклонной большей стороне или диагонали соответственно треугольных или ромбовидных боковых воздухозаборников полутоннельного типа, причем ВДК/НДК малого (λ=2,55) удлинения с углом χ=+48° стреловидности по передней его кромке и V-образной в плане задней кромкой, вынесенной наружу или во внутрь его плоскости, имеет соответственно задние кромки внутренних и внешних его секций с соответствующими элевонами с закрылками и закрылками с элеронами, размещенные в плане параллельно передней и задней или задней и передней кромке трапециевидных подфюзеляжных килей, установленных вдоль поверхностей ЦПК наружу от плоскости симметрии и смонтированных снизу и по внешним бортам хвостовых балок, оснащены на передних и задних концах их законцовок ИК-излучателями и видеокамерами, при этом скошенные боковые стороны как верхней/нижней ромбовидной и нижней/верхней трапециевидной частей фюзеляжа с пирамидальной носовой его частью при виде спереди, так и наклонных частей подкрыльных/надкрыльных воздухозаборников, уменьшая эффективную площадь рассеивания, образуют соответствующее поперечное сечение и граненные конфигурации при виде спереди с острой линией непрерывно распространяющейся от носа до хвоста, включая наплывы и клиновидный профиль ВДК/НДК, имеющего внутренние стреловидные или трапециевидные и внешние трапециевидные или стреловидные его секции, внешние из которых выполнены складывающимися вверх с каждой стороны во внутрь к оси симметрии и вдоль параллельно размещенной линии к последней, не превышая высоту ЦПК и уменьшая после их складывания размах ВДК/НДК на 40%. Все это позволит в малозаметном БСВВП с ВДК и НПГО при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость, а размещение двух ГТД с ТРДД и УВТ между разнесенных хвостовых балок позволит повысить безопасность полетов, упростить систему трансмиссии и экранировать ЦПК круглое сопло ТРДД с УВТ, смонтированного между двух ГТД. Что позволит уменьшить ИК-излучение ТРДД. Фюзеляжные наплывы и НПГО ограждают от радаров турбины ТРДД и ГТД наравне с обратным скосом передней кромки их воздухозаборников, но и увеличивает показатели аэродинамических и структурных преимуществ клиновидного ВДК, что позволит достичь улучшенного большого ламинарного течения. Боковые воздухозаборники ТРДД, каналы которых выполнены с двойной S-образностью при виде сверху и сбоку, ограждают их турбины от облучения радаром РЛС. Это позволит повысить малозаметность и использовать ТРДД меньших габаритов на 3/4 в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа и его аэродинамическое сопротивление, а боковые ПКС в XPC-R2 позволят повысить вертикальную тяговооруженность до 72,6% в сравнении с одним соплом ТРДД с УВТ. Размещение узлов поворота ПКС в боковых обтекателях позволит уменьшить аэродинамическое сопротивление, так как основной режим их работы - это выполнение трансзвукового продолжительного полета. Что позволит уменьшить вес планера, улучшить весовую отдачу и повысить дальность полета БСВВП корабельного или безаэродромного базирования, выполненного по малозаметной технологии. Последнее увеличивает вероятность поражения подводной цели, повышает эффективность противолодочной обороны при барражирующем полете БСВВП.Due to the presence of these signs, which allow to master the inconspicuous BSVP, which in the hybrid aerodynamic scheme, the tailless is equipped as a low- or high-positioned front horizontal empennage (NPGO or VPSH), mounted with a positive ϕ = + 5 ° or negative ϕ = -5 ° transverse V angle, and the corresponding high or low delta wing (VDK or NDK), installed with a negative ϕ = -8 ° or positive ϕ = + 8 ° transverse angle V, but also trapezoidal at the ends of the tail beams with integral-turning keels ( CPK), mounted inwardly at an angle of 15 ° from the vertical to the plane of symmetry, as well as a two or three engine SU, including in the engine compartment of the fuselage, respectively, and two turbojet dual engine (turbofan) or two gas turbine engines (GTE) with one turbofan engine installed between the left and right gas turbine engines, and their respective lateral underwing or nadkrylnye air intakes, having a design of their channels with a double S-shape at the top and from the side, and input devices placed under or above the nasal inflows and the fuselage, provided in its upper part with a compartment for coaxial lifting fans (PSV), having automatic flaps on their dorsal air intake for free access of air into their vertical annular fairing (CTP) and airflow out of it through two lateral round rotary nozzles (PKS ) placed in the fuselage fairings on the outer sides of the air intakes symmetrically with respect to the longitudinal axis of the fuselage, having two or one nozzle TP between the spaced tail beams respectively D with thrust vector control (UHT), and the front terminals of the longitudinal shafts from their turbines for power take-off through clutches to the input two or three main gearbox shafts, which lead the output longitudinal shaft through the clutch to a coaxial gearbox with vertical shafts extending up and down leading relevant PSV in the East Kazakhstan oblast, the PKS of which is mounted in front of the flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the point of application of the lifting force from the PKS and the vertical jet thrust from two / one th jet nozzle in turbofan propulsion systems for hot and cold jet jets (XPC-R2 and GDS-R2 / R1), respectively, located at the front and rear of the center of mass, which are used together for vertical and short takeoff / landing (GDP and FWC) , on transient and horizontal flight modes with appropriate power extraction from two or three turbines to drive two PSVs mounted in the aerospace defense, having separate channels for cold jet flow through the left and right PKS, changing the synchronous deviation of the transverse shaft hydraulically in longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane, their thrust reactive vector back along the axis of symmetry or vertically / obliquely down when performing horizontal flight or GDP / FOC technology, respectively, and configured to convert its flight configuration after a short or vertical take-off aircraft with XPC-R2 and GDS-R2 / R1 in a trans- or supersonic aircraft, respectively, with the CSEP / VPGT with the maximum or normal take-off weight with a complex However, on the GDP and lag modes for lifting and rebalancing the bank roll, the console and external sections of the VDK / NDK are equipped with air discharge channels from the turbofan engines and GTEs, respectively, interacting in the creation modes vertical balanced lifting and jet thrust, respectively, in XPC-R2 systems from side PCB and GDS-R2 / R1 from two / one turbofan nozzles with UHT, each PCB having controlled transverse flaps at the exit, ensuring with the L-shaped configuration of the PKS when viewed from the front or top, respectively, on the modes of GDP, freeze or horizontal flight, their in-phase and differential synchronous deflection is forward / backward from the vertical or up / down from the horizontal axis of the PKS at angles of ± 15 ° to change the balancing, respectively pitch and heading or pitch and roll, while the console arrow-shaped or trapezoidal NPGO / VPGO with a thin profile, mounted under / above the fuselage floods below / above the fuselage, made according to the square rule, same / above the VDK / NDK plane and in the zone of influence of the input devices of the underwing / nadkrylny air intakes, are synchronously folding up and down with the rear edge being placed along the larger inclined side or diagonal, respectively, triangular or rhombic when viewed from the front side air intakes that convert the flight configuration from the hybrid the aircraft combining the duck and tailless schemes, in the classical layout, tailless tail and their front edge when viewed from the side with a smaller to larger positive / from smaller to larger negative sweep or from negative to positive / from positive to negative sweep, but also shielding in the hybrid layout of the bottom / top side air intakes entrances after the layout of the CSPS consoles, the length of which is equal to the length of the inclined larger side or the diagonal of the triangular or half-tunnel diamond-shaped lateral air intakes, with VDK / NDK small (λ = 2.55) elongation with an angle χ = + 48 ° sweep along its front edge and V-shaped in the rear plan the edge taken out or inward of its plane has, respectively, the rear edges of the inner and outer sections with corresponding aleons with flaps and flaps with ailerons arranged parallel to the front and rear or back and front edges of the trapezoidal ventral keels along the CPP surfaces outwards from the plane of symmetry and mounted on the outside and on the outer sides of the tail booms, are equipped at the front and rear ends of their tips with IR emitters and video cameras, while the bevelled bo The new sides of both the upper / lower diamond and lower / upper trapezoidal parts of the fuselage with its pyramidal nose part when viewed from the front, and the inclined parts of the underwing / elytra air inlets, reducing the effective dispersion area, form a corresponding cross section and faceted configurations when viewed from the front with a sharp line continuously extending from nose to tail, including nodules and wedge-shaped VDK / NDK profile, having internal arrow-shaped or trapezoidal and external trapezoid or page its sinusoidal sections, the outer ones of which are made folding up from each side inwards towards the axis of symmetry and along a parallel line to the latter, not exceeding the height of the CPC and decreasing the VDC / NDK span by 40% after their folding. All this will allow to increase longitudinal stability and controllability in the barely noticeable BSVP with VDK and NPGO during transitional maneuvers, and placing two GTEs with TRD and UHT between the spaced tail beams will increase safety of flights, simplify the transmission system and shield the CPK round nozzle of the TRD with UHT mounted between two GTE. That will reduce IR radiation TRDD. Fuselage overlaps and NPGOs shield turbofan turbofan engines and gas turbine engines along with the reverse bevel of the leading edge of their air intakes, but also increases the aerodynamic and structural advantages of the wedge-shaped VDK, which will allow to achieve an improved large laminar flow. The side air intakes of the turbofan engines, the channels of which are made with double S-imagery when viewed from above and from the side, shield their turbines from radar exposure to radar. This will increase stealth and use smaller turbofan dimensions by 3/4 in their diameter, which will reduce the midsection of the fuselage and its aerodynamic resistance, and the side PCX in XPC-R2 will increase the vertical thrust-to-weight ratio to 72.6% compared to a single turbofan nozzle with UHT . The placement of the nodes of the PKS in the side fairing will reduce aerodynamic drag, since the main mode of their work is the implementation of a transonic long flight. That will allow to reduce the weight of the airframe, to improve the weight return and to increase the range of flight of BSVP ship-based or non-aerodrome-based, made using hardly noticeable technology. The latter increases the probability of hitting an underwater target, increases the effectiveness of the antisubmarine defense during the locking flight of the HIPC.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного малозаметного БСВВП с ВДК, НПГО, боковыми ПКС и комбинированной СУ с двумя ГТД и одним ТРДД с УВТ круглого сопла, размещенного между хвостовых балок, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):The present invention is the preferred execution of the deck unobtrusive BSVP with VDK, NPGO, side PKS and combined SU with two GTE and one turbofan with UHT round nozzle placed between the tail beams, is illustrated in FIG. 1 and the general side, top and front views respectively a ), b) and c):
а) в полетной конфигурации самолета КВП с отклонением вниз на угол 45° и боковых ПКС, и круглого сопла бесфорсажнго ТРДД, приводящего совместно с ГТД через систему трансмиссии два ПСВ, смонтированных в ВКО с боковыми ПКС;a) in the flight configuration of the aircraft KVP with a deviation downward at an angle of 45 ° and side PKS, and a round nozzle of a discharge-free TRDD, leading together with the CCD through the transmission system, two PSV mounted in the EKR with side PKS;
б) в полетной конфигурации самолета ВВП с консолями НПГО, ЦПК и ВДК, треугольная в плане задняя кромка которого вынесена наружу от его плоскости с внешней складывающейся вверх секцией и уменьшающей на 35% размах ВДК, и круглым соплом ТРДД с УВТ, создающим с подкрыльными соплами реактивную тягу наравне с большей подъемной силой, создаваемой двумя ПСВ через боковые ПКС;b) in the flight configuration of the aircraft, the GDP with consoles NPGO, TsPK and VDK, triangular in plan, the rear edge of which is taken out from its plane with an external folding section and reducing by 35% the span of the VDK, and a round jet nozzle for turbofan engines with sub-wing nozzles jet thrust along with the greater lifting force created by the two PSV through the side PKS;
в) в полетной конфигурации сверхзвукового самолета с реактивной тягой, создаваемой ТРДД с УВТ круглого сопла и ПСВ через боковые ПКС, установленные по внешним бортам треугольных воздухозаборников, образующих пирамидальное поперечное сечение заостренной вниз носовой части фюзеляжа с условным размещением пунктиром разложенных консолей НПГО и сложенных внешних секций ВДК.c) in a flight configuration of a supersonic aircraft with jet propulsion, generated by a turbojet engine with a UHT circular nozzle and a PSV through lateral PKS mounted on the outer sides of triangular air intakes, which form a pyramidal cross section of the nose section of the fuselage that is pointed downward and is conditionally placed by the dotted line of the unfolded PSGO and the folded outer part of the fuselage with conditional placement of dotted decomposed consoles and folded outer sections of the fuselage downward with the conditional placement of dotted decomposed consoles and folded outer ends of the fuselage downward and with conditional placement of decomposed consoles and folded outer sections attached to the outer part of the fuselage. VDK.
Сверхзвуковой малозаметный БСВВП, представленный на фиг. 1, выполнен по гибридной аэродинамической схеме бесхвостка, содержит фюзеляж 1 с фюзеляжными наплывами 2 и подкрыльными треугольными при виде спереди боковыми воздухозаборниками 3 полутоннельного типа. Каждый боковой воздухозаборник 3 имеет при виде спереди разделенные секции на внутренние большие 4 и внешние меньшие 5 каналы. Малого удлинения (λ=2,55) ВДК 6 снабжено предкрылками 7, внутренними элевонами 8 с закрылками 9, внешними закрылками 9 с элеронами 10 на трапециевидных секциях 11, которые складываются вверх (см. фиг. 1в). Боковые ПКС 12 с многолопастными ПСВ 13, имеющими противоположное их вращение и лопатки большой их крутки, снабжены поперечными каналами 14 и в фюзеляжных обтекателях 15 узлами поворота (на фиг. 1 не показаны), смонтированы за трапециевидными консолями 16 НПГО, установленными снизу фюзеляжа 1 и перед входными устройствами воздухозаборников 3. Фюзеляжные наплывы 2 с боковыми воздухозаборниками 3 образуют заостренное вниз пирамидальное поперечное сечение носовой 17 части фюзеляжа 1. Разнесенное оперение с двумя ЦПК 18 смонтировано на хвостовых балках 19, имеющих подфюзеляжные кили 20, установленные вдоль поверхностей ЦПК 18 наружу от плоскости симметрии и снабженные на передних и задних концах их законцовок видеокамерами 21 и ИК-излучателями 22 для видового обзора в соответствующих полусферах. Между хвостовых балок 19 размещены отклоняемый вниз-вверх нижний обтекатель 23 с круглым соплом 24 с УВТ ТРДД 25 (см. фиг. 1б), смонтированного между двух ГТД 26. Внутренние и внешние 11 секции ВДК 6 снабжены соответственно воздухоотводящими от компрессоров ТРДД 25 и ГТД 26 каналами и подкрыльными соплами 27. В комбинированной СУ на режимах ВВП и зависания для доступа дополнительного потока воздуха для работы ПСВ 13 и ТРДД 25 с ГТД 26 над входными их устройствами имеются продольные автоматически открываемые створки 28, смонтированные сверху надфюзеляжного воздухозаборника 29 и его двигательного отсека 30 (см. фиг. 1б), выполненных с отбором мощности и возможностью плавного перераспределения мощности от ТРДД 25 и ГТД 26 на ПСВ 13 с ПКС 12 в XPC-R2, которое создается объединительным и соосным редукторами (на фиг. 1 не показаны) и круглым соплом 24 с УВТ ТРДД 25 для выполнения ВВП и зависания малозаметного БСВВП. Оба ГТД 26 с ТРДД 25 и муфтами их сцепления образуют с объединительным редуктором синхронизирующую систему (на фиг. 1 не показаны).Supersonic low-profile BSVP, presented in FIG. 1, is made according to the hybrid aerodynamic scheme of tailless, contains the
Управление реактивным малозаметным БСВВП обеспечивается управляемыми створками (на фиг. 1 не показаны) в двух ПКС 12 посредством их синфазного и дифференциального отклонения вперед/назад от вертикальной или вверх/вниз от горизонтальной оси ПКС 12 на углы ±15° для изменения балансировки соответственно по тангажу и курсу или по тангажу и крену, а также отклонением рулевых поверхностей: элеронов 10, рулей высоты элевонов 9 и направления ЦПК 18. При крейсерском полете подъемная сила создается ВДК 6, НПГО 16, а маршевая реактивная тяга - ТРДД 25 через сопло 24, на режиме перехода - ВДК 6 с НПГО 16, ПСВ 13 и ТРДД 25 с УВТ. При переходе к режиму ВВП и зависания развитые закрылки 8-9 (см. фиг. 1б) ВДК 6 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания вертикальной тяги боковыми ПКС 12 и реактивной тяги соплом 24 с УВТ ТРДД 25, подкрыльные сопла 27 и боковые ПКС 12 обеспечивают управление по крену и тангажу (см. фиг. 1б).The control of the reactive low-profile BSVP is provided by controlled doors (not shown in Fig. 1) in two
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ВДК 6 и два ПКС 12, обеспечивающие два способа реализации горизонтального полета, выполнены с возможностью на переходных к самолетным режимам полета как барражирующего малоскоростного полета малозаметного БСВВП с боковыми ПКС 12 в ПСВ 13, приводимых двумя ГТД 26 при не работающем ТРДД 25, создающими необходимую пропульсивную тягу, так и сверхзвуковой крейсерский его полет с боковыми ПКС 12 в ПСВ 13, приводимых двумя ГТД 26 при работающем ТРДД 25. При этом два ГТД 26, приводящих ПСВ 13 с ПКС 12, совместно с соплом 24 ТРДД 25 создают маршевую тягу и производится сверхзвуковой крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления ЦПК 18. Продольное и поперечное управление в самолетной конфигурации осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно элевонов 8 и элеронов 10 ВДК 6.After a vertical take-off and climb, the mechanization of the
Таким образом, малозаметный БСВВП с двумя ГТД и ТРДД, приводящими ПСВ с ПКС и питающими подкрыльные сопла, изменяющие балансировку по крену, представляет собой СВВП, который выполнен по гибридной аэродинамической схеме бесхвостка с НПГО, ВДК и разнесенными ЦПК на хвостовых балках, изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря использованию двух с ПКС и ТРДД с УВТ. Поскольку размещение вентиляторов в нишах крыла и при открытии их створок подъемная сила крыла уменьшится на 8,4%, то выбрана компоновка с двумя ПСВ, питающими боковые ПКС. При посадке цифровая ЭДСУ обеспечивает искусственную устойчивость БСВВП, осуществляя согласованное отклонение створок в ПКС, которые автоматически поворачиваются на угол ±15°, изменяя балансировку по курсу и тангажу. Круглое сопло ТРДД, обеспечивающее плавное изменение угла его отклонения от горизонтали вниз до 95°, выполнено с УВТ. Размещение сопла ТРДД между разнесенных хвостовых балок, а экранирование самого ТРДД и его сопла поверхностями ЦПК значительно снижает ИК-заметность БСВВП и его радиолокационную заметность. Этому способствует гибридная форма планера с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, широкое применение радиопоглощающих покрытий. Ряд стыков панелей обшивки имеет пилообразные кромки. Все это приводит к улучшению летных характеристик при уменьшении радиолокационной, инфракрасной и визуальной заметности. Чему способствуют также боковые воздухозаборники полутоннельного типа, не имеющие пластинчатого отсекателя пограничного слоя и внутренних подвижных регулирующих элементов. Такая конструкция позволит решить сразу несколько проблем: экранирование лопаток компрессора, отведение пограничного слоя, повышения коэффициента восстановления полного давления. Отсутствие щели для слива пограничного слоя уменьшают заметность БСВВП и его аэродинамическое сопротивление. Фюзеляжные наплывы и НПГО, предназначенные для генерирования вихрей при маневрировании на больших углах атаки, создают за счет их совместного участия в реализации подъемной силы возможность наравне выполнения ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета палубных БСВВП и достижения высокой тяговооруженности комбинированной СУ, которая обладает наименьшей удельной нагрузкой на мощность, особенно, с механическим приводом ПСВ от ТРДД и ГТД.Thus, the barely noticeable BSVVP with two GTE and TRD, leading PSV with PKS and feeding the underwing nozzles, changing the balancing on roll, is a VTOL, which is made according to the hybrid aerodynamic scheme tailless with NPGO, VDK and spaced CPK on the tail beams, changes its flight configuration only through the use of two with PKS and TRDD with UHT. Since the placement of the fans in the wing niches and when opening their wings, the lift force of the wing will decrease by 8.4%, the layout with two PSVs that feed the side PCBs is selected. When landing, the digital SFS provides the artificial stability of BSVP by performing a consistent deviation of the valves in the PKS, which are automatically rotated by an angle of ± 15 °, changing the balance on the course and pitch. The round nozzle of the turbofan, providing a smooth change in the angle of its deviation from the horizontal down to 95 °, is made with a UHT. The placement of the turbofan nozzle between the spaced tail beams, and the shielding of the turbofan and its nozzles by the surfaces of the CPC significantly reduces the infrared visibility of the HALVD and its radar visibility. This is facilitated by the hybrid form of airframe with a smooth conjugation of the wing and fuselage, the widespread use of radio absorbing coatings. The row of paneling joints has sawtooth edges. All this leads to an improvement in flight performance while reducing radar, infrared and visual conspicuity. What also contributes to the side air intakes of the semilanthine type, which do not have a plate cutter boundary layer and internal moving control elements. This design will solve several problems at once: shielding the compressor blades, removing the boundary layer, increasing the recovery coefficient of the total pressure. The absence of a gap to drain the boundary layer reduces the visibility of the AIPT and its aerodynamic resistance. The fuselage inflows and NPHs, designed to generate whirlwinds when maneuvering at high angles of attack, create, through their joint participation in the implementation of lifting force, the possibility of equalizing GDP and VWP during takeoff and landing flight modes of deck BSVP and achieving high thrust ratio of the combined SU, which has the lowest specific load on the power, especially, with the mechanical drive of the PSV from turbofan engines and gas turbine engines.
Поэтому у малозаметного БСВВП-2,1 с взлетным весом 17,64 т коэффициент удельной нагрузки на мощность комбинированной СУ с применением ПСВ с ПКС, приводимых двумя ГТД с мощностью по 5000 л.с. каждый и ТРДД с тягой 10977 кгс, имеющий отбор 40% от реактивной тяги ТРДД на ПСВ и 60% на его сопло с УВТ, что составит 0,782 тс/т - это почти в 1,58 меньше, чем у СВВП Як-41 с энергозатратной СУ, использующей при взлетном его весе 15,8 т два подъемных ТРД мод. РД-41 с тягой по 4260 кгс в двигательном отсеке, уменьшающем полезный объем фюзеляжа на 1,97 м3, и ТРДД мод. Р-179-300 с тягой 10977 кгс, обеспечивающий критерий (целевая нагрузка×дальность полета) 1500 т⋅км, который в 3,5 раза меньше, чем у БСВВП-2,1.Therefore, the barely noticeable BSVVP-2,1 with a take-off weight of 17.64 tons has a specific load factor on the power of a combined SU using PSV with PKS driven by two GTEs with a power of 5000 hp each. each and turbofan with 10977 kgf, having a selection of 40% of the rocket thrust of the turbofan on PSV and 60% on its nozzle with a UHT, which will be 0,782 t / t - is almost 1.58 less than the VTs Yak-41 with energy consumption SU, using during take-off weight of 15.8 t, two lifting TRD mod. RD-41 with a load of 4260 kgf in the engine compartment, reducing the useful volume of the fuselage by 1.97 m 3 , and the turbofan mod. R-179-300 with a load of 10977 kgf, which provides the criterion (target load × flight range) 1500 t⋅km, which is 3.5 times less than that of BSWP-2,1.
Несомненно, с целью сокращения сроков освоения МБСВВП возможно широкое использование в комбинированной трехдвигательной его СУ двух ГТД с ТРДД, особенно, имеющиеся конструкции турбин ТРДД в ПСВ, узлов поворота сопел ТРДД мод. Р-28-300В в боковых ПКС и модифицированный ТРДД мод. Р-179-300В с УВТ круглого реактивного сопла, используемого только при выполнении ВВП и КВП, позволит на трансзвуковых скоростях полета, используя для привода ПСВ с ПКС только ГТД, добиться уменьшения инфракрасной и визуальной заметности в сравнении с СВВП мод. F-35V (США), что немаловажно для противолодочных малозаметных самолетов типа БСВВП-1,35 и БСВВП-2,1, выполненных по гибридной схеме бесхвостка с ВДК, НПГО и изменяющих их полетную конфигурацию после складывания консолей НПГО в сверхзвуковой самолет с ВДК схемы бесхвостка (см. табл. 1).Undoubtedly, in order to reduce the development time for MBSVP, it is possible to widely use two GTEs with turbofan engines in the combined three-engine SU of its SU, especially, the existing designs of turbofans of the turbofan engines in PSV, nodes of rotation of the turbofans of turbofan engines mod. R-28-300V in lateral PKS and modified turbofan mod. R-179-300V with a UHT of a round jet nozzle, used only when performing GDP and KVP, will allow, at transonic flight speeds, using only GTE to drive PSV from PKS only in comparison with VTOL models. F-35V (USA), which is important for anti-submarine low-profile aircraft such as BSVP-1.35 and BSVP-2,1, made according to a hybrid tailless circuit with VDK, NPHP and changing their flight configuration after folding the NPGO consoles into a supersonic aircraft with VDK circuit tailless (see tab. 1).
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018132660A RU2693427C1 (en) | 2018-09-12 | 2018-09-12 | Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018132660A RU2693427C1 (en) | 2018-09-12 | 2018-09-12 | Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2693427C1 true RU2693427C1 (en) | 2019-07-02 |
Family
ID=67251898
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018132660A RU2693427C1 (en) | 2018-09-12 | 2018-09-12 | Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2693427C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110683031A (en) * | 2019-10-25 | 2020-01-14 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | Tailstock type supersonic speed unmanned aerial vehicle capable of taking off and landing vertically |
| CN110825096A (en) * | 2019-10-23 | 2020-02-21 | 军事科学院军事医学研究院环境医学与作业医学研究所 | Alarm platform suitable for all-weather water quality monitoring |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4474345A (en) * | 1982-07-30 | 1984-10-02 | Ltv Aerospace And Defence Company | Tandem fan series flow VSTOL propulsion system |
| US4828203A (en) * | 1986-12-16 | 1989-05-09 | Vulcan Aircraft Corporation | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2086477C1 (en) * | 1994-12-21 | 1997-08-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Vertical or short takeoff and landing aircraft |
| RU2108941C1 (en) * | 1990-05-07 | 1998-04-20 | Локхид Корпорейшн | Power plant for short vertical take-off and landing aircraft |
| US7510140B2 (en) * | 2005-09-12 | 2009-03-31 | The Boeing Company | Method and apparatus for generating lift |
-
2018
- 2018-09-12 RU RU2018132660A patent/RU2693427C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4474345A (en) * | 1982-07-30 | 1984-10-02 | Ltv Aerospace And Defence Company | Tandem fan series flow VSTOL propulsion system |
| US4828203A (en) * | 1986-12-16 | 1989-05-09 | Vulcan Aircraft Corporation | Vertical/short take-off and landing aircraft |
| RU2108941C1 (en) * | 1990-05-07 | 1998-04-20 | Локхид Корпорейшн | Power plant for short vertical take-off and landing aircraft |
| RU2086477C1 (en) * | 1994-12-21 | 1997-08-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Vertical or short takeoff and landing aircraft |
| US7510140B2 (en) * | 2005-09-12 | 2009-03-31 | The Boeing Company | Method and apparatus for generating lift |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110825096A (en) * | 2019-10-23 | 2020-02-21 | 军事科学院军事医学研究院环境医学与作业医学研究所 | Alarm platform suitable for all-weather water quality monitoring |
| CN110825096B (en) * | 2019-10-23 | 2023-07-25 | 军事科学院军事医学研究院环境医学与作业医学研究所 | Alarm platform suitable for all-weather water quality monitoring |
| CN110683031A (en) * | 2019-10-25 | 2020-01-14 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | Tailstock type supersonic speed unmanned aerial vehicle capable of taking off and landing vertically |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6918244B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft propulsion systems | |
| US20070018034A1 (en) | Thrust vectoring | |
| US20030183723A1 (en) | Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2684160C1 (en) | Deck-based aircraft unmanned anti-submarine complex (dauac) | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2693427C1 (en) | Low-notice unmanned vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2442727C1 (en) | Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport | |
| US3148848A (en) | Wingless supersonic aircraft | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2708782C1 (en) | Unmanned aircraft-helicopter-missile carrier | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft | |
| RU2686561C1 (en) | Unmanned low-visibility vertical take-off and landing aircraft and method of its use during airborne location | |
| RU2690142C1 (en) | Unmanned aerial missile system and method of its application | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| RU2283795C1 (en) | Multi-purpose vertical takeoff and landing aircraft | |
| US3132827A (en) | High speed airplane having auxiliary rockets | |
| RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
| RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
| RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200913 |