RU2703244C1 - Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области авиации. Технический результат заключается в осуществлении взлета и посадки самолета с любой взлетно-посадочной полосы. Предлагается способ короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета, включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых либо турбовентиляторных, либо турбореактивных со степенью контурности более 2 подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более маршевый двигатель, располагаемый в хвостовой части фюзеляжа, две пары несущих консолей крыльев, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой частях фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла. В горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла. Носки крыльев располагают в области потока истекающей струи из двигателей. Выдвигаемые надкрылки выдвигают над основным профилем крыла вперед и вверх. Выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси. Увеличивают мощность потока истекающей струи из подьемно-маршевых двигателей для обдува верхних и нижних плоскостей основного профиля крыла и выдвинутых дополнительных профильных элементов крыла до создания требуемой подъемной силы крыла на обеих парах несущих консолей крыльев. 2 з.п. ф-лы, 35 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолетам с короткой либо верткальной посадкой, с коротким либо вертикальным взлетом и может быть использовано для самолетов различных типов. Известно расчетное исследование С.А. Чаплыгина («Теория решетчатого крыла», Избранные работы по теории крыла.,Ленинград, Гос.Издат.технико-теоретической литературы, 1949 г.) в котором доказано, что подъемная сила крыла входящего в состав многопланного крыла значительно превосходит подъемную силу аналогичного отдельного крыла. Известно исследование многоразрезного крыла С.А.Чаплыгина («Экспериментальная аэродинамика», Мартынов А.К., Гос.Издат.оборонной промышленности., 1949 г. см. фиг. 8.56, стр. 312), в котором приведены данные по значительному увеличению подъемной силы многоразрезного крыла. Недостатком вышеприведенных конструкций крыла является высокое аэродинамическое сопротивление при горизонтальном крейсерском режиме полета.

Известно также техническое решение самолета, (патент РФ N 2670161, автор Сушенцев Б.Н., публикация 18.10.2018 г. ), включающее фюзеляж, силовую установку из нескольких двигателей, составные крылья содержащие основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла в виде надкрылков и подкрылков, при этом при горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом обтекание набегающим потоком истекающей струи из двигателей при различных режимах полета происходит по верхней и нижней поверхностям основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла. К недостаткам данного технического решения следует отнести отсутствие оптимальной схемы выдвижения дополнительных выдвигаемых профильных элементов составного крыла. Известно также техническое решение крыла летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками (патент РФ N2675287, автор Сушенцев Б.Н., публикация 18.12.2018 г. ), включающее основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом, при различных режимах полета летательного аппарата связанных со взлетом, разгоном, набором высоты, снижением, маневрированием и посадкой для изменения аэродинамических характеристик крыла летательного аппарата дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполнены в виде двух либо более надкрылков последовательно выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде двух либо более подкрылков, последовательно выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо совместно в виде двух либо более последовательно выдвигаемых надкрылков и подкрылков, при этом в сложенном положении подкрылки формируют нижнюю обтекаемую поверхность крыла, а надкрылки в сложенном положении формируют верхнюю обтекаемую поверхность крыла, при этом первый подкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль верхней поверхности первого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый следующий выдвигаемый подкрылок выдвигается из ниши предыдущего подкрылка, при этом профиль верхней поверхности последовательно выдвигаемого подкрылка ответно повторяет профиль нижней поверхности предыдущего подкрылка, при этом первый надкрылок выдвигается из обтекаемой ниши основного крыла, при этом профиль нижней поверхности первого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности ниши основного крыла, при этом каждый, следующий выдвигаемый надкрылок выдвигается из ниши предыдущего надкрылка, при этом профиль нижней поверхности последовательно выдвигаемого надкрылка ответно повторяет профиль верхней поверхности предыдущего надкрылка, при этом профиль выдвигаемых надкрылков и подкрылков выполнен каплеобразного сечения ассиметричной формы, при этом подкрылки выполнены плоско-выпуклого либо вогнуто-выпуклого сегментного профиля, при этом профиль надкрылков выполнен в виде вогнуто-плоского либо двояко-вогнутого сегментного профиля, при этом при этом основной профиль крыла при выдвинутых надкрылках и подкрылках имеет обтекаемую форму профиля. Известен также способ увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата от реактивной тяги двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) со степенью контурности более 2 и летательные аппараты с использованием данного способа, (патент РФ N 2670357, автор Сушенцев Б.Н., публикация 22.11.2018 г.). Данное решение принято за прототип. В данном способе увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата достигается за счет расположения носка крыла летательного аппарата в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом высокоскоростной набегающий поток истекающей струи из сопел одного либо нескольких ТРДД направляют по верхней и нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла. Так как скорость набегающего потока является наиболее значимым фактором, в квадратичной зависимости, влияющим на величину подъемной силы крыла летательного апапарата, то расположение носков крыльев в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей позволяет значительно увеличить подъемную силу крыла реактивного самолета. Следует признать целесообразным использование данного способа увеличения подъемной силы крыла, а также трансформируемого многопланного крыла для самолетов с горизонтальным взлетом и посадкой с целью укорочения длины разбега самолета при взлете и укорочения пробега самолета при посадке, при этом длину разбега и длину пробега возможно исключить полностью. Предлагается способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета, включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД) либо турбовентиляторных (ТВРД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД либо ТВРД, либо ТРДД маршевый двигатель, располагаемый в хвостовой части фюзеляжа, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом носки трансформируемых крыльев с элементами механизации располагают в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовентиляторных, либо турбореактивных со степенью контурности более 2 подъемных двигателей, при этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигают в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигают над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и надкрылком, либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигают под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние Δ Нn между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста Δ Ln между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста Δ Ln между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки, имеют возможность поворота вокруг продольной оси, при этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТВРД, либо ТРДД для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей основного профиля крыла и выдвинутых дополнительных профильных элементов крыла до создания требуемой подъемной силы крыла на обеих парах несущих консолей крыльев, при отсутствии либо малой скорости продольного линейного перемещения самолета.

При этом что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения малой скорости продольного линейного перемещения самолета, либо для прекращения продольного линеного перемещения самолета на одном либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД либо ТВРД, либо ТРДД маршевом двигателе включают реверс вектора тяги. При этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения большей поперечной устойчивости самолета оси двух либо более подъемно-маршевых двигателей ориентируют под острым углом к плоскости симметрии самолета.

На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты осуществления способа осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолетов:

на фиг. 1 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многошинных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТВВД в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 2 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 3 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 4 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме короткой горизонтальной, либо вертикальной посадки, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТВВД в зависимости от реальной длины посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на способ осуществления посадки;

на фиг. 5 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТВВД в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 6 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 7 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ВМД либо ТВД в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 8 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ВМД либо ТВД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 9 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 10 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТВВД в режиме короткой горизонтальной, либо вертикальной посадки, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ВМД либо ТВД в зависимости от реальной длины и качества покрытия посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на способ осуществления посадки;

на фиг. 11 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ВМД либо ТВД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ВМД либо ТВД в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 12 - компоновочная.схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ВМД либо ТВД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ВМД либо ТВД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 13 - вид сбоку компоновочной схемы дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из сопел подъемно-маршевых ТРДД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТРДД в зависимости от реальной длины взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 14 - вид сбоку компоновочной схемы дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемыми в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из сопел подъемно-маршевых ТРДД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 15 - вид сбоку компоновочной схемы дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 16 - вид сбоку компоновочной схемы дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, вариант с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из сопел подъемно-маршевых ТРДД в режиме короткой горизонтальной, либо вертикальной посадки, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТРДД в зависимости от реальной длины посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на способ осуществления посадки;

на фиг. 17 - компоновочная схема в плане дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТРДД в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей ТРДД в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 18 - компоновочная схема в плане дальнемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД, с двумя парами трансформируемых многопланных составных крыльев, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых ТРДД в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей; на фиг. 19 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз. 3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, поворотный закрылок поз. 6, выдвижной закрылок поз. 7, при этом все элементы крыла поз. 3, 6, 7, 8 находятся в сложенном положении;

на фиг. 20 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме скоростного набора высоты, включающего основной профиль крыла поз. 3 двигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз. 8, поворотный закрылок поз. 6, выдвижной закрылок поз. 7, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз. 6, и в выдвинутом положении находится закрылок поз. 7;

на фиг. 21 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо верткальной посадки, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, поворотный закрылок поз.6, выдвижной закрылок поз.7, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок поз.6, и в выдвинутом положении находится закрылок поз.7, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз.8;

на фиг. 22 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояковыпуклого профиля поз.4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, при этом все элементы крыла поз. 3, 4, 8 ходятся в сложенном положении;

на фиг. 23 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме горизонтального взлета либо набора высоты, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз.4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-вьшуклого профиля поз.8, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылок поз.4 и надкрылок поз.8;

на фиг. 24 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме коротеого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз.4, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, при этом в выдвинутом положении находятся надкрылок поз.8, подкрылок поз.4, при этом надкрылок и подкрылок имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;

на фиг. 25 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз.3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом все элементы крыла поз.3, 4, 5 находятся в сложенном положении;

на фиг. 26 - показана схема обдува трансформируемого. составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме разгона и скоростного набора высоты, включающего основной профиль крыла поз.3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-вьшуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз.4 и 5;

на фиг. 27 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме разгона и скоростного набора высоты, включающего основной профиль крыла поз.3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз.4 и 5;

на фиг. 28 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режимекороткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки, включающего основной профиль крыла поз.3, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз.4 и 5, при этом подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки;

на фиг. 29 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом все элементы крыла поз.3, 4, 5, 8 находятся в сложенном положении;

на фиг. 30 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме скоростного разгона и набора высоты, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-вьшуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плосковыпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом спаренном положении находятся подкрылки поз.4 и 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз.8;

на фиг. 31 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого взлета либо либо короткой посадки, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-вьшуклого профиля поз.8, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз.4 и 5, а также в выдвинутом положении находится надкрылок поз.8;

на фиг. 32 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме вертикального взлета, либо вертикальной посадки, включающего основной профиль крыла поз.3, выдвигаемый надкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля поз.8, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения двояко-выпуклого профиля поз.4, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля поз.5, при этом в выдвинутом положении находятся подкрылки поз.4 и 5, надкрылок поз.8, при этом надкрылок и подкрылки имеют возможность поворота вокруг продольной оси для изменения угла атаки.

на фиг. 33 - показана принципиальная схема осуществления короткого взлета самолета, при котором выполняют короткий разгон самолета от тяги маршевых и подъемно-маршевых двигателей, в конце разгона осуществляют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами для создания требуемой подъемной силы, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 34 - показана принципиальная схема осуществления вертикального взлета самолета, при котором выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами за счет чего создается требуемая уравновешенная подъемная сила на обеих парах боковых крыльев которая обеспечивает вертикальный взлет самолета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей, при этом после набора требуемой высоты, осуществляют разгон самолета за счет тяги маршевых двигателей;

на фиг. 35 - показана принципиальная схема осуществления короткой либо вертикальной посадки самолета, при которой выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами, что создает требуемую уравновешенную подъемную силу на на обеих парах боковых крыльев с элементами механизации при уменьшении линейной скорости самолета до значения достаточного для осуществления посадочного пробега по посадочной полосе, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление посадки.

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз.1 - фюзеляж сигарообразной формы;

поз.2 - боковое прямое крыло составного профиля;

поз.3 - основной профиль составного крыла;

поз.4 - первый выдвигаемый подкрылок;

поз.5 - второй выдвигаемый подкрылок;

поз.6 - поворотный закрылок;

поз.7 - выдвижной закрылок;

поз.8 - выдвигаемый надкрылок;

поз.9 - подъемно-маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков (ТРДД);

поз.10 - подъемно-маршевый турбовинтовентиляторный двигатель с хвостовым расположением винтов (ТВВД);

поз.11 - подъемно-маршевый реактивный турбовинтовой двигатель (ТВД), либо винтомоторный двигатель (ВМД);

поз.12 - маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель со степенью контурности более 2, например турбовентиляторными двигателями со смешением потоков(ТРДД);

поз.13 - маршевый турбовинтовентиляторный двигатель с хвостовым расположением винтов (ТВВД);

поз.14 - маршевый реактивный турбовинтовой двигатель (ТВД), либо винтомоторный двигатель (ВМД);

поз.15 - несущая горизонтальная консоль для крепления двигателей;

поз.16 - горизонтальный стабилизатор;

поз.17 - вертикальная консоль;

Δ Нn - расстояние между основным профилем крыла и подкрылком, либо между выдвинутыми подкрылками, либо расстояние между основным профилем крыла и надкрылком;

Δ Ln - величина нахлеста между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка, либо величина нахлеста между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла, либо величина нахлеста между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка;

Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока.

Осуществление изобретения:

Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД) либо турбовентиляторных (ТВРД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД либо ТВРД, либо ТРДД маршевый двигатель, располагаемый в хвостовой части фюзеляжа, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла и одного либо нескольких подкрылков выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом носки трансформируемых крыльев с элементами механизации располагают в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовентиляторных, либо турбореактивных со степенью контурности более 2 подъемно-маршевых двигателей, при этом для осуществления вертикального взлета выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами за счет чего создается требуемая уравновешенная подъемная сила на обеих парах боковых крыльев которая обеспечивает вертикальный взлет самолета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей, при этом после набора требуемой высоты, осуществляют разгон самолета за счет тяги маршевых двигателей. Для осуществления короткого горизонтального взлета самолета выполняют короткий разгон самолета от тяги маршевых и подъемно-маршевых двигателей, в конце разгона осуществляют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами для создания требуемой подъемной силы, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета. Для осуществления короткой либо вертикальной посадки самолета выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами, что создает требуемую уравновешенную подъемную силу на на обеих парах боковых крыльев с элементами механизации при уменьшении линейной скорости самолета до значения достаточного для осуществления посадочного пробега по посадочной полосе, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление посадки.

Claims (3)

1. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета, включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД) либо турбовентиляторных (ТВРД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТВРД, либо ТРДД маршевый двигатель, располагаемый в хвостовой части фюзеляжа, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой частях фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла, при этом дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла выполняют в виде одного либо нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, либо в виде одного либо нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, либо одновременно в виде одного либо нескольких надкрылков, выдвигаемых над верхней поверхностью основного профиля крыла, и одного либо нескольких подкрылков, выдвигаемых под нижней поверхностью основного профиля крыла, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла, при этом носки трансформируемых крыльев с элементами механизации располагают в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбовентиляторных, либо турбореактивных со степенью контурности более 2 подъемно-маршевых двигателей, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки дополнительные профильные элементы трансформируемых несущих консолей крыла выдвигают в положение, увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом выдвигаемые надкрылки выдвигают над основным профилем крыла вперед и вверх, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔНn между основным профилем крыла и надкрылком либо между выдвинутыми надкрылками составляет не менее 0,5Ci (где Ci - максимальная толщина основного крыла в вертикальной плоскости воздушного потока), при этом выдвигаемые подкрылки выдвигают под основным профилем крыла назад и вниз, при этом в выдвинутом положении расстояние ΔНn между основным профилем крыла и подкрылком либо между выдвинутыми подкрылками составляет не менее 0,5Ci, при этом при выдвинутом положении надкрылков величина нахлеста ΔLn между носком основного крыла и хвостовой частью надкрылка составляет не менее Ci, при этом при выдвинутом положении подкрылков величина нахлеста ΔLn между носком подкрылка и хвостовой частью основного крыла составляет не менее Ci, при этом величина нахлеста ΔLn между носком второго подкрылка и хвостовой частью первого подкрылка составляет не менее Ci, при этом выдвигаемые профильные элементы крыла, в выдвинутом положении, для изменения угла атаки имеют возможность поворота вокруг продольной оси, при этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТВРД, либо ТРДД для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей основного профиля крыла и выдвинутых дополнительных профильных элементов крыла до создания требуемой уравновешенной подъемной силы крыла на обеих парах несущих консолей крыльев, при отсутствии либо малой скорости продольного линейного перемещения самолета.

2. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета по п. 1, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения малой скорости продольного линейного перемещения самолета либо для прекращения продольного линеного перемещения самолета на одном либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД либо ТВРД либо ТРДД маршевом двигателе включают реверс вектора тяги.

3. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета по п. 1, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета оси двух либо более подъемно-маршевых двигателей ориентируют под острым углом к плоскости симметрии самолета.

Images