RU2805888C2

RU2805888C2 - Vertical take-off and landing aircraft

Info

Publication number: RU2805888C2
Application number: RU2021113933A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Горшков
Original assignee: Александр Александрович Горшков
Filing date: 2021-05-17
Publication date: 2023-10-24

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention concerns the design of vertical take-off and landing (VTOL) aircraft. The VTOL aircraft contains a fuselage, in the nose part of which there is a variable pitch propeller, the axis of which is located along the longitudinal axis of the fuselage, equipped with a swashplate, and a high wing with flaps. At the nose of the fuselage, two control planes of the airfoil with a deflectable trailing edge are attached, performing the function of ailerons and located in the lower sector of the sweep circle of the specified propeller, also forming a parking support for the fuselage, which prevents the propeller from touching the ground.

EFFECT: simplified design, eliminated need for pre-landing evolution by pitching up and eliminated need to tilt the cabin during take-off and landing.

1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к авиации и касается конструкции транспортных самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП).The invention relates to aviation and concerns the design of vertical take-off and landing (VTOL) transport aircraft.

Развитие двигателестроения в настоящее время позволяет думать о возможности и целесообразности применения СВВП не только в военной, но в транспортной авиации. Рассматривая известные схемы СВВП с точки зрения задачи экономически целесообразной и безопасной перевозки грузов и пассажиров, отбросим сразу схемы с подъемными или маршевыми турбореактивными двигателями с поворотными соплами, как не удовлетворяющие требованиям экономичности и безопасности (например, схема самолета ЯК-18). Турбовентиляторные двигатели, которые можно рассматривать как двухконтурные турбореактивные с высокой степенью двухконтурности, решают задачу создания подъемной силы экономичнее, т.к. захватывают большее сечение потока воздуха. Однако по своему принципу действия вентилятор является турбомашиной и отличается от воздушного винта наличием диффузора, который создает уменьшение скорости набегающего потока воздуха на входе в лопаточный аппарат. Но это необходимо только для экономичного создания силы тяги при субзвуковых скоростях набегающего потока, чтобы, в сумме с окружными скоростями лопаток, скорости не превысили скорость звука и не возникало бы явлений волнового кризиса при обтекании лопаток. Но это достигается ценой установки громоздкого диффузора в виде мотогондолы увеличенного диаметра, которая препятствует дальнейшему увеличению диаметра захватываемого потока воздуха, которое необходимо для создания тяги, превышающей вес самолета. Это делает режим вертикального взлета самолетов с турбовентиляторными двигателями, например, с поворотными маршевыми - неэкономичным. Для уменьшения расхода топлива на режиме взлета и посадки требуется дополнительное увеличение диаметра входного потока воздуха, чтобы уменьшить индуктивную мощность в режиме висения. Достигается это только при использовании воздушного винта - причем открытого. Практика применения винтов в кожухе (в тоннеле), несмотря на то, что их эффективное сечение вдвое больше, чем у открытого винта такого же диаметра, не оправдывает их применение в качестве подъемных винтов, т.к. кожух - это довольно громоздкая конструкция, которая не только утяжеляет летательный аппарат, но и ухудшает его аэродинамику.The development of engine technology currently allows us to think about the possibility and feasibility of using VTOL aircraft not only in military, but also in transport aviation. Considering the known VTOL schemes from the point of view of the task of economically feasible and safe transportation of goods and passengers, we will immediately discard schemes with lifting or sustaining turbojet engines with rotary nozzles, as not satisfying the requirements of efficiency and safety (for example, the scheme of the Yak-18 aircraft). Turbofan engines, which can be considered as bypass turbojet engines with a high bypass ratio, solve the problem of creating lift more economically, because capture a larger cross-section of air flow. However, according to its operating principle, a fan is a turbomachine and differs from a propeller by the presence of a diffuser, which creates a decrease in the speed of the oncoming air flow at the entrance to the blade apparatus. But this is necessary only for the economical creation of thrust at subsonic speeds of the oncoming flow, so that, in combination with the peripheral speeds of the blades, the speeds do not exceed the speed of sound and wave crisis phenomena do not occur when flowing around the blades. But this is achieved at the cost of installing a bulky diffuser in the form of an engine nacelle of increased diameter, which prevents a further increase in the diameter of the captured air flow, which is necessary to create thrust exceeding the weight of the aircraft. This makes the vertical take-off mode of aircraft with turbofan engines, for example, with rotary main engines, uneconomical. To reduce fuel consumption during takeoff and landing, an additional increase in the diameter of the inlet air flow is required to reduce the inductive power in hovering mode. This can only be achieved by using a propeller - and an open one. The practice of using screws in a casing (in a tunnel), despite the fact that their effective cross-section is twice that of an open screw of the same diameter, does not justify their use as lifting screws, because the casing is a rather bulky structure, which not only makes the aircraft heavier, but also worsens its aerodynamics.

Неплохие расчетные показатели по экономичности безопасности полета имеют место для схемы СВВП по патенту RU №2742496, приоритет от 9.11.2018 г, автор и заявитель А.А. Горшков. В данной схеме СВВП содержится фюзеляж, в хвостовом обтекателе которого, оборудованном механизмом раскрывания, расположено складывающееся хвостовое шасси, выполняющее также функцию посадочного амортизатора. В носовой части фюзеляжа расположен открытый воздушный винт изменяемого шага, снабженный механизмом управления циклическим шагом лопастей воздушного винта, называемым также автоматом перекоса, аналогичным применяемому в несущих винтах вертолетов. При этом ось винта расположена вдоль продольной оси фюзеляжа. Имеется также крыло с элеронами, которые используются не только для управления креном в режиме горизонтального полета, но и для компенсации реактивного момента двигателя. Крыло может также быть оборудовано закрылками, применяемыми для снижения скорости полета, при которой возможно переложить всю весовую нагрузку с воздушного винта на крыло. В частном варианте выполнения, закрылки могут быть конструктивно совмещены с элеронами дифференциального (двухпараметрического) управления. Крыло может, в частности, быть прикреплено к верхней части фюзеляжа (высокоплан). Для обеспечения безопасной посадки при отказе техники используется амортизатор шасси и парашют, расположенный в носовом обтекателе фюзеляжа перед винтом.Quite good calculated indicators for the efficiency of flight safety occur for the VTOL scheme according to patent RU No. 2742496, priority dated November 9, 2018, author and applicant A.A. Gorshkov. This VTOL design contains a fuselage, in the tail fairing of which, equipped with an opening mechanism, there is a folding tail landing gear, which also serves as a landing shock absorber. In the forward part of the fuselage there is an open variable-pitch propeller equipped with a mechanism for controlling the cyclic pitch of the propeller blades, also called a swashplate, similar to that used in helicopter rotors. In this case, the propeller axis is located along the longitudinal axis of the fuselage. There is also a wing with ailerons, which are used not only to control roll in horizontal flight mode, but also to compensate for engine torque. The wing may also be equipped with flaps, used to reduce the flight speed at which it is possible to transfer all the weight load from the propeller to the wing. In a particular embodiment, the flaps can be structurally combined with differential (two-parameter) control ailerons. The wing can, in particular, be attached to the top of the fuselage (high wing). To ensure a safe landing in the event of equipment failure, a landing gear shock absorber and a parachute located in the fuselage nose fairing in front of the propeller are used.

Автомат перекоса обеспечивает управление по курсу и тангажу на всех этапах полета, включая вертикальный взлет и посадку, а также горизонтальный полет и переходные эволюции. Таким образом устраняется необходимость в хвостовом оперенье, чем не только обеспечивается возможность установки хвостового шасси, но также уменьшается аэродинамическое сопротивление, что позволяет увеличить максимальную скорость горизонтального полета СВВП, уменьшить расход топлива и увеличить дальность полета, доведя эти параметры полета до величин, характерных для транспортных самолетов с пропеллерной тягой. Средний расход топлива в СВВП такой схемы в транспортных перевозках на расстояния более 10-30 км, несмотря на большие мощности двигателя при взлете и посадке, оценивается, как не превышающий средний расход топлива на автомобильном транспорте.The swashplate provides yaw and pitch control during all phases of flight, including vertical takeoff and landing, as well as level flight and transition evolutions. This eliminates the need for a tail unit, which not only makes it possible to install a tail landing gear, but also reduces aerodynamic drag, which makes it possible to increase the maximum speed of horizontal flight of a VTOL aircraft, reduce fuel consumption and increase flight range, bringing these flight parameters to values typical for transport vehicles. propeller-powered aircraft. The average fuel consumption in a VTOL aircraft of this type in transportation over distances of more than 10-30 km, despite the high engine power during takeoff and landing, is estimated as not exceeding the average fuel consumption in road transport.

Недостатками данной схемы СВВП, которые могут замедлить широкое распространение СВВП в транспортной авиации, несмотря на большие экономические преимущества, появляющиеся в связи с устранением необходимости в аэродромах и устранением необходимости затрат на строительство и содержание дорожной сети, являются:The disadvantages of this VTOL design, which may slow down the widespread adoption of VTOL aircraft in transport aviation, despite the great economic advantages arising from the elimination of the need for airfields and the elimination of the need for costs for the construction and maintenance of the road network, are:

1. Сравнительная сложность конструкции механизма хвостового шасси, включающего в себя механизм раскрывания и закрывания хвостового обтекателя, механизм убирания шасси под хвостовой обтекатель, а также механизмы штатной и аварийной посадочной амортизации.1. The comparative complexity of the design of the tail landing gear mechanism, which includes a mechanism for opening and closing the tail fairing, a mechanism for retracting the landing gear under the tail fairing, as well as regular and emergency landing shock absorption mechanisms.

2. Необходимость выполнения предпосадочной эволюции траектории полета путем кабрирования для перехода в вертолетный режим снижения. Это требует использования большого диапазона высот, что проблематично при массовом использовании его в населенной местности.2. The need to perform a pre-landing evolution of the flight path by pitching up to switch to the helicopter descent mode. This requires the use of a large range of heights, which is problematic when used en masse in populated areas.

3. Неудобство, вызываемое необходимостью кантования кабины при влете и посадке. К этому можно привыкнуть, как мы привыкли к современным автомобилям, посадка в которые чрезвычайно неудобна по сравнению с посадкой, например, в карету или в автобус(где не приходится пригибаться и подгибать ноги, чтобы влезть в дверной проем). Психологически, это требует времени на привыкание.3. Inconvenience caused by the need to tilt the cabin during takeoff and landing. You can get used to this, just as we are used to modern cars, which are extremely uncomfortable to get into compared to getting into, for example, a carriage or a bus (where you don’t have to bend down and bend your legs to fit into the doorway). Psychologically, it takes time to get used to.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков СВВП, управляемого автоматом перекоса воздушного винта, а именно: упрощение конструкции, устранение необходимости предпосадочной эволюции кабрированием, а также устранение необходимости кантования кабины при влете и посадке.The purpose of the invention is to eliminate the indicated disadvantages of a VTOL aircraft controlled by a swashplate propeller, namely: simplifying the design, eliminating the need for pre-landing evolution by pitching up, as well as eliminating the need to tilt the cabin during takeoff and landing.

Предлагается СВВП, содержащий фюзеляж с хвостовым обтекатем конической формы с заострением на конце и не имеющий хвостового оперенья. В носовой части обтекателя расположен воздушный винт изменяемого шага, ось которого расположена вдоль продольной оси фюзеляжа. Причем воздушный винт оборудован автоматом перекоса. В средней части фюзеляжа содержится крыло высокого расположения (высокоплан), оборудованное закрылками. Цель изобретения достигается тем, что в носовой части к фюзеляжу прикреплены две поверхности аэродинамического профиля с отклоняемой задней кромкой, выполняющие функцию элеронов. Назовем их рулевыми плоскостями. Они располагаются в нижнем секторе окружности ометания указанного воздушного винта так, чтобы концевые точки указанных рулевых поверхностей, в сочетании с вершиной конического хвостового обтекателя фюзеляжа, могли служить стояночной опорой фюзеляжа, при которой воздушный винт не задевает за землю. При этом угол возможного отклонения закрылков должен доходить до 90 градусов, чтобы попадающая на закрылки часть сечения струи воздушного винта отклонялась по направлению, близкому к вертикали, создавая подъемную силу, способную поднять самолет. Некоторая потеря тяги при таком способе отклонения потока воздуха от винта компенсируется эффектом воздушной подушки от близости к земле, а также возможностью использовать часть запаса тяговооруженности, предназначенного для вертикального ускорения аппарата. Разгон по горизонтали начнется одновременно с отрывом от земли. Так что путь скольжения стояночных опор по земле будет небольшой. Направление, в котором начинает разгоняться аппарат, определяется направлением отклонения суммарной подъемной силы от вертикали, которое определяется расчетной установкой закрылков до старта. Запуск двигателя производится при установке воздушного винта на нулевой шаг с последующим быстрым его введением. При этом опоры с самого начала разгона будут разгружены, и можно будет обойтись без колесного шасси. При этом управление, на всем протяжении процесса разгона с одновременным набором высоты, а также на режиме зависания перед посадкой, производится автоматом перекоса воздушного винта, создающего управляемые моменты силы по тангажу и рысканию, а также указанными выше рулевыми плоскостями, создающими управляемые моменты по крену, компенсирующие также реактивный момент от двигателя. При этом гироскопические моменты воздушного винта создают дополнительную стабилизацию угловой ориентации оси фюзеляжа и эти силы учитываются при выработке величин текущего положения установки органов автомата перекоса, что производится вычислительной системой, установленной в канале передачи сигналов от ручек управления или от автопилота на автомат перекоса. Управление величиной и направлением подъемной силы, определяющей (за вычетом ускорения силы тяжести) величину и направление ускорения аппарата, производится согласованным изменением шага воздушного винта (при работе стабилизатора числа его оборотов), а также изменением угла отклонения закрылков. Таким образом, аппарат на всех этапах полета обеспечен полным управлением по всем шести степеням свободы. При этом отказ двигателя является критичным для безопасности при полете с малой скоростью и, одновременно, на малой высоте. Следует ограничивать время пребывания аппарата в указанной критической зоне. В случае отказа двигателя или системы управления на малой высоте и, одновременно, при малой скорости полета, для легкого СВВП может применяеться парашют, оборудованный системой заброса и принудительного развертывания купола. Это проще и безопаснее направленного вверх катапультирования пилота с креслом, применяемого в военных самолетах. Указанный парашют может быть размещен в центроплане крыла. Если же колеса шасси имеются, то аварийное приземление может производиться по-самолетному - с пробегом.A VTOL aircraft is proposed, containing a fuselage with a conical tail fairing with a pointed end and without a tail unit. In the nose part of the fairing there is a variable pitch propeller, the axis of which is located along the longitudinal axis of the fuselage. Moreover, the propeller is equipped with a swashplate. The middle part of the fuselage contains a high wing (high wing), equipped with flaps. The purpose of the invention is achieved by the fact that in the nose part two airfoil surfaces with a deflectable trailing edge are attached to the fuselage, performing the function of ailerons. Let's call them steering planes. They are located in the lower sector of the sweep circle of the specified propeller so that the end points of the specified control surfaces, in combination with the top of the conical tail fairing of the fuselage, can serve as a parking support for the fuselage, in which the propeller does not touch the ground. In this case, the angle of possible deflection of the flaps must reach up to 90 degrees, so that the part of the cross-section of the propeller jet falling on the flaps is deflected in a direction close to the vertical, creating a lift force capable of lifting the aircraft. Some loss of thrust with this method of deflecting the air flow from the propeller is compensated by the air cushion effect from proximity to the ground, as well as the ability to use part of the thrust-to-weight ratio reserve intended for vertical acceleration of the vehicle. Horizontal acceleration will begin simultaneously with lift-off from the ground. So the sliding path of the parking supports along the ground will be small. The direction in which the vehicle begins to accelerate is determined by the direction of deviation of the total lift force from the vertical, which is determined by the calculated setting of the flaps before launch. The engine is started by setting the propeller to zero pitch and then quickly introducing it. In this case, the supports will be unloaded from the very beginning of acceleration, and it will be possible to do without a wheeled chassis. In this case, control throughout the entire acceleration process with a simultaneous climb, as well as in the hovering mode before landing, is carried out by the propeller swashplate, which creates controlled moments of force in pitch and yaw, as well as by the above-mentioned control planes, which create controlled moments in roll, also compensating the reactive torque from the engine. In this case, the gyroscopic moments of the propeller create additional stabilization of the angular orientation of the fuselage axis and these forces are taken into account when developing the values of the current installation position of the swashplate controls, which is produced by a computer system installed in the channel for transmitting signals from the control sticks or from the autopilot to the swashplate. Control of the magnitude and direction of the lift force, which determines (minus the acceleration of gravity) the magnitude and direction of the acceleration of the apparatus, is carried out by a coordinated change in the pitch of the propeller (when the speed stabilizer is operating), as well as by changing the angle of flap deflection. Thus, the device at all stages of flight is provided with full control over all six degrees of freedom. At the same time, engine failure is critical for safety when flying at low speed and, at the same time, at low altitude. The time the device remains in the specified critical zone should be limited. In the event of failure of the engine or control system at low altitude and, at the same time, at low flight speed, a parachute equipped with a system for casting and forced deployment of the canopy can be used for a light VTOL aircraft. This is simpler and safer than the upward-facing ejection of the pilot with the seat used in military aircraft. Said parachute can be placed in the center section of the wing. If there are landing gear wheels, then an emergency landing can be carried out like an airplane - with mileage.

Таким образом, по сравнению с прототипом, мы имеем упрощение конструкции, обусловленное устранением сравнительно сложного механизма убираемого в полете хвостового шасси. Также устраняется необходимость в кабрировании для перехода от горизонтального полета в режим вертикальной посадки. Также, на протяжении всего полетного цикла, обеспечивается близкая к горизонтальной ориентация фюзеляжа, что удобно для пассажиров и для грузовых операций. Улучшается обзор из кабины при взлете и посадке.Thus, in comparison with the prototype, we have a simplification of the design due to the elimination of the relatively complex mechanism of the tail landing gear retractable in flight. It also eliminates the need to pitch up to transition from level flight to vertical landing mode. Also, throughout the entire flight cycle, a close to horizontal orientation of the fuselage is ensured, which is convenient for passengers and for cargo operations. Improves visibility from the cockpit during takeoff and landing.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием примера выполнения и шестью фигурами.The invention is illustrated by the following detailed description of an embodiment and six figures.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого СВВП в стояночной (она же взлетная и посадочная) конфигурации. Стрелками показано распределение давлений на различные части аппарата, ответственные за создание воздушной подушки при взлете и посадке, а также давление на криволинейные потоки воздуха, между винтом и крылом, и на землю.In fig. Figure 1 shows a general view of the proposed VTOL aircraft in a parking (also known as takeoff and landing) configuration. The arrows show the distribution of pressure on various parts of the aircraft responsible for creating an air cushion during takeoff and landing, as well as pressure on curved air flows, between the propeller and the wing, and on the ground.

На фиг. 2 изображена схема применяемого автомата перекоса.In fig. Figure 2 shows a diagram of the swashplate used.

На фиг. 3 показана конфигурация предлагаемого СВВП в процессе горизонтального полета.In fig. Figure 3 shows the configuration of the proposed VTOL aircraft during horizontal flight.

На фиг. 4 изображена вторая проекция общего вида в той же конфигурации - вид сверху.In fig. 4 shows a second general view projection in the same configuration - top view.

На фиг. 5 изображена третья проекция общего вид в той же конфигурации СВВП - вид спереди.In fig. Figure 5 shows the third general view projection in the same VTOL configuration - front view.

На фиг. 6 показаны потоки воздуха от воздушного винта при взлете и посадке.In fig. Figure 6 shows the air flow from the propeller during takeoff and landing.

Перечень позиций на чертежах:List of positions in the drawings:

1 - фюзеляж, 2 - хвостовой обтекатель, 3 - крыло, 4 - закрылки, 5 - воздушный винт, 6 - втулка воздушного винта с автоматом перекоса, 7 - тарелка автомата перекоса, 8 - оболочка фюзеляжа, 9 - подшипник втулки воздушного винта, 10 - шарнир крепления лопасти, обеспечивающий управление углом атаки лопасти, 11 - рычаг, закрепленный на лопасти, служащий для управления углом атаки лопасти, 12 - подшипник тарелки автомата перекоса, 13 - двигатель, 14 - шестерни многопоточного редуктора воздушного винта, 15 - сервоэлектроприводы автомата перекоса, 16 - муфта обгона, 17 - зубчатый венец, закрепленный на втулке и служащий для привода вращения воздушного винта, 18 - рулевая плоскость, 19 - отклоняемые элементы задней кромки рулевой плоскости.1 - fuselage, 2 - tail fairing, 3 - wing, 4 - flaps, 5 - propeller, 6 - propeller hub with swashplate, 7 - swashplate, 8 - fuselage shell, 9 - propeller hub bearing, 10 - blade mounting hinge, which provides control of the angle of attack of the blade, 11 - lever mounted on the blade, which serves to control the angle of attack of the blade, 12 - swashplate bearing, 13 - engine, 14 - gears of the multi-threaded propeller gearbox, 15 - servo-electric drives of the swashplate , 16 - overrunning clutch, 17 - gear ring mounted on the bushing and used to drive the rotation of the propeller, 18 - steering plane, 19 - deflectable elements of the rear edge of the steering plane.

Предлагаемый самолет содержит фюзеляж 1 с профилем, имеющим носовое скругление, плавно переходящее в широкую часть, в которой помещается кабина, и заканчивающийся хвостовым обтекателем 2, имеющим форму конуса с заострением на конце. Крыло 3 прикреплено к верхней части фюзеляжа и снабжено закрылками 4. Верхнее расположение крыла удобно для размещения дверей, а также обеспечивает возможность отклонения большей части потока воздуха винта опущенными закрылками 4. Увеличение создаваемой таким образом подъемной силы для вертикального взлета обеспечивается увеличенной площадью закрылков 4 в прикорневой части крыла, а также возможностью отклонения закрылков на угол, доходящий до 90 градусов.The proposed aircraft contains a fuselage 1 with a profile having a nose rounding, smoothly turning into a wide part in which the cabin is located, and ending with a tail fairing 2, having the shape of a cone with a pointed end. Wing 3 is attached to the upper part of the fuselage and is equipped with flaps 4. The upper location of the wing is convenient for placing doors, and also provides the ability to deflect most of the propeller air flow with lowered flaps 4. An increase in the lift force thus created for vertical takeoff is provided by the increased area of flaps 4 at the root parts of the wing, as well as the ability to deflect the flaps at an angle of up to 90 degrees.

Воздушный винт 5 расположен в носовой части фюзеляжа и оборудован механизмом изменения общего шага, а также автоматом перекоса, помещающимся во втулке 6 воздушного винта. Принцип действия автомата перекоса аналогичен автомату перекоса втулок несущих винтов вертолетов. Однако наибольшей компактностью обладает втулка с автоматом перекоса, выполненная в соответствии с патентом RU №2746024. Схема его изображена на фиг. 2. Автомат перекоса выполняет заодно и функцию механизма управления общим шагом винта. Тарелка 7 автомата перекоса расположена в центре втулки 6 винта. Втулка 6 опирается на край оболочки 8 фюзеляжа посредством подшипника 9. Лопасти винта установлены во втулке на шарнирах 10, обеспечивающих возможность изменения угла атаки лопасти (т.е. изменения шага винта). Для этого каждая лопасть снабжена рычагом 11, находящимся в подвижном соединении с тарелкой 7 посредством подшипника 12. Тарелка 7 базируется на двигателе 13 посредством цепи механических связей, проходящей через оси шестерен 14 редуктора двигателя. Тарелка 7 управляется по осевому перемещению, а также по двум углам перекоса посредством трех сервоэлектроприводов 15. Привод вращения воздушного винта осуществляется двигателем 13 -турбовальным или поршневым. В кинематическую цепь трансмиссии входит обгонная муфта 16, необходимая для обеспечения авторотации винта при выключении двигателя, а также закрепленный на втулке 6 винта зубчатый венец 17, входящий в зацепление с выходными шестернями 14 многопоточной зубчатой передачи.The propeller 5 is located in the forward part of the fuselage and is equipped with a mechanism for changing the collective pitch, as well as a swashplate located in the hub 6 of the propeller. The principle of operation of the swashplate is similar to the swashplate of the rotor bushings of helicopters. However, the bushing with swashplate, made in accordance with RU patent No. 2746024, has the greatest compactness. Its diagram is shown in Fig. 2. The swashplate also performs the function of a control mechanism for the overall pitch of the propeller. The swashplate 7 is located in the center of the screw bushing 6. The sleeve 6 rests on the edge of the fuselage shell 8 by means of a bearing 9. The propeller blades are mounted in the sleeve on hinges 10, which provide the ability to change the angle of attack of the blade (i.e., change the pitch of the propeller). To do this, each blade is equipped with a lever 11, which is in movable connection with the plate 7 by means of a bearing 12. The plate 7 is based on the engine 13 through a chain of mechanical connections passing through the axes of the gears 14 of the engine gearbox. The plate 7 is controlled by axial movement, as well as by two skew angles by means of three servo-electric drives 15. The propeller rotation is driven by a 13-turboshaft or piston engine. The kinematic chain of the transmission includes an overrunning clutch 16, which is necessary to ensure autorotation of the propeller when the engine is turned off, as well as a ring gear 17 attached to the propeller sleeve 6, which meshes with the output gears 14 of the multi-threaded gear train.

Для управления аппаратом по углу крена в носовой части фюзеляжа закреплены две рулевые плоскости 18, аналогичные плоскостям хвостового оперенья обычного самолета. Аэродинамический профиль их снабжен отклоняемыми поверхностями 19, аналогичными рулям хвостового оперенья обычного самолета. Однако в данном случае они выполняют функцию элеронов. Рулевые плоскости 18 расположены в максимально возможной близости от плоскости ометания воздушного винта 5, что необходимо, чтобы исключить возможность задевания винтом за землю при всех возможных углах встречи с землей при посадке.To control the apparatus according to the roll angle, two control planes 18 are fixed in the forward part of the fuselage, similar to the planes of the tail unit of a conventional aircraft. Their aerodynamic profile is equipped with deflectable surfaces 19, similar to the tail rudders of a conventional aircraft. However, in this case they perform the function of ailerons. The control planes 18 are located as close as possible to the sweeping plane of the propeller 5, which is necessary to exclude the possibility of the propeller touching the ground at all possible angles of contact with the ground during landing.

Шасси в изображенном варианте конструктивного выполнения заменено простыми стояночными опорами, функцию которых выполняют концы рулевых плоскостей 18, а также хвостовая часть фюзеляжа. Колеса могут быть установлены на концах рулевых плоскостей 18. Однако их нельзя будет убирать в фюзеляж, т.к. рулевые плоскости выполняют функцию управления по крену вместо элеронов. В предлагаемом СВВП, в котором закрылки при взлете и посадке необходимо отклонять на углы 90 градусов и более, прикорневые зоны закрылков не могут выполнять также и функцию элеронов. Элероны на концах крыла при этом не обдуваются воздухом винта. Поэтому, в данном СВВП, они располагаются на специальных рулевых плоскостях 18, которые обдуваются потоком воздуха от винта 6 всегда, когда винт создает крутящий момент, а, следовательно, тогда, когда требуется компенсировать его реактивный момент.The landing gear in the depicted embodiment of the design is replaced by simple parking supports, the function of which is performed by the ends of the control planes 18, as well as the rear part of the fuselage. The wheels can be installed at the ends of the control planes 18. However, they cannot be retracted into the fuselage, because The steering planes perform the roll control function instead of the ailerons. In the proposed VTOL aircraft, in which the flaps must be deflected at angles of 90 degrees or more during takeoff and landing, the root zones of the flaps cannot also perform the function of ailerons. The ailerons at the ends of the wing are not blown by propeller air. Therefore, in this VTOL aircraft, they are located on special control planes 18, which are blown by the air flow from the propeller 6 whenever the propeller creates torque, and, therefore, when it is necessary to compensate for its reaction torque.

Функционирует предлагаемый СВВП следующим образом. Самолет на стоянке (см. фиг. 1) опирается на землю тремя точками: вершиной конуса хвостового обтекателя, а также концами рулевых плоскостей 18. Продольная центровка самолета перед стартом производится по центру подъемной силы, который должен проектироваться на центр массы М самолета по вертикали на стоянке. Корректировка центровки возможна смещением грузов или сидений. Отклонения по центровке при всех эволюциях должны находиться в пределах, допускаемых располагаемым моментом автомата перекоса.The proposed VTOL operates as follows. The aircraft in the parking lot (see Fig. 1) rests on the ground at three points: the apex of the tail fairing cone, as well as the ends of the control planes 18. The longitudinal alignment of the aircraft before takeoff is carried out along the center of lift, which should be projected onto the center of mass M of the aircraft vertically at parking lot The alignment can be adjusted by moving the loads or seats. Deviations in alignment during all evolutions must be within the limits allowed by the available moment of the swashplate.

Двигатель 13 запускают при нулевом шаге винта, включая автомат стабилизации числа оборотов. Затем опускают закрылки 4 на заранее известный угол, при котором подъемная сила F, создаваемая воздушной подушкой, образуемой винтом 5 и отклоненными закрылками 4, имеет небольшое отклонение от вертикали вперед (см. фиг. 1). Затем резко вводят шаг винта в положение максимальной тяги, превышающей вес Р. При этом опирание аппарата на землю прекратится, и он начнет ускоряться вверх и вперед под углом к горизонту, зависящим от избытка тяговооруженности. Например, если тяговооруженность равна 1,5, то избыток тяговооруженности равен 0.5. При этом ускорение А_у аппарата вверх составит 5 м/сек². Угол наклона траектории взлета при этом будет около 45 градусов. При этом управление по крену производится отклонением шарнирных частей 19 рулевых плоскостей 18, которые воспринимают реактивный момент воздушного винта, начиная с нулевой скорости полета, а управление по тангажу и рысканию производится за счет моментов, создаваемых автоматом перекоса воздушного винта. Ввиду того, что диаметр винта для получения высокой тяговооруженности должен быть больше, чем у обычных самолетов, на работе системы управления сказывается значительный гироскопический момент воздушного винта, который выполняет также функцию дополнительной стабилизации ориентации оси фюзеляжа в пространстве. При этом продольная ось фюзеляжа реагирует на создаваемые автоматом перекоса моменты не угловым ускорением, а угловой скоростью (по крайней мере, частично), что упрощает динамику управления, придавая ей частично свойства динамической системы первого порядка по перемещению (в отличие от обычных динамических систем, являющихся системами второго порядка). Таким образом, все функции управления самолетом осуществляются за счет воздушного винта 5, который используется также и для создания тяги.Engine 13 is started at zero propeller pitch, turning on the automatic speed stabilization. Then the flaps 4 are lowered to a predetermined angle at which the lifting force F created by the air cushion formed by the propeller 5 and the deflected flaps 4 has a slight forward deviation from the vertical (see Fig. 1). Then the propeller pitch is sharply introduced to the position of maximum thrust, exceeding the weight P. In this case, the apparatus will stop resting on the ground, and it will begin to accelerate upward and forward at an angle to the horizon, depending on the excess thrust-to-weight ratio. For example, if the thrust-to-weight ratio is 1.5, then the excess thrust-to-weight ratio is 0.5. In this case, the upward acceleration A _of the apparatus will be 5 m/sec ² . The angle of inclination of the takeoff trajectory will be about 45 degrees. In this case, the roll control is performed by deflecting the hinge parts 19 of the control planes 18, which perceive the reactive torque of the propeller, starting from zero flight speed, and the pitch and yaw control is performed due to the moments created by the propeller swashplate. Due to the fact that the diameter of the propeller to obtain a high thrust-to-weight ratio must be larger than that of conventional aircraft, the operation of the control system is affected by the significant gyroscopic moment of the propeller, which also performs the function of additional stabilization of the orientation of the fuselage axis in space. In this case, the longitudinal axis of the fuselage reacts to the moments created by the swashplate not with angular acceleration, but with angular velocity (at least partially), which simplifies the control dynamics, giving it partially the properties of a first-order dynamic system in terms of displacement (unlike conventional dynamic systems, which are second order systems). Thus, all aircraft control functions are carried out by the propeller 5, which is also used to create thrust.

При этом следует учитывать вышеуказанное влияние гироскопического эффекта винта, из-за которого возникает связь между каналами управления по тангажу и рысканию. Учесть эти связи возможно включением в контур управления автоматических бустерных (т.е. промежуточных) систем, которые в настоящее время широко применяются для управления самолетами со статической неустойчивостью (т.е. с невозможностью поддерживать стабильные параметры полета с «брошенной ручкой»).In this case, one should take into account the above-mentioned influence of the gyroscopic effect of the propeller, due to which a connection arises between the pitch and yaw control channels. It is possible to take these connections into account by including automatic booster (i.e., intermediate) systems in the control loop, which are currently widely used to control aircraft with static instability (i.e., with the inability to maintain stable flight parameters with a “thrown stick”).

По мере набора скорости плавно убирают закрылки 4. Дальнейший горизонтальный полет производится, как у обычных винтовых самолетов. Для посадки - плавно снижают высоту и скорость при плавном введении закрылков для поддержания несущей способности крыла. При этом возможно торможение винтом 5. На всех режимах полета лопасти винта продолжают создавать управляющие моменты за счет отклонения тарелки 8 автомата перекоса (в том числе и в режимах торможения и флюгерной авторотации). Этим обеспечивается эффективное действие стабилизации аппарата по тангажу и рысканию при углах атаки, близких к критическим. Управление креном также сохраняется на всех режимах полета, т.к. при любых скоростях полета рулевые плоскости 18 обдуваются либо винтом, либо набегающим потоком воздуха. Это особенно важно при малых и нулевых скоростях полета. При этом обдув рулевых плоскостей 18, особенно винтом 5, особенно сильный, т.к. винт должен при этом создавать подъемную силу, равную весу. Перед посадкой реализуется режим зависания, контролируемый согласованным оперативным управлением величины отклонения закрылков 4 и изменением общего шага винта. При этом возможно и движение СВВП задним ходом, т.к. суммарное давление создаваемых воздушным винтом потоков на отклоненные закрылки 4 вблизи земли повышается из-за эффекта воздушной подушки.As the speed increases, flaps 4 are smoothly retracted. Further horizontal flight is carried out as in conventional propeller-driven aircraft. For landing, the altitude and speed are smoothly reduced while the flaps are gradually introduced to maintain the wing's load-bearing capacity. In this case, braking by propeller 5 is possible. In all flight modes, the propeller blades continue to create control torques due to the deflection of the swashplate 8 (including in braking and feathered autorotation modes). This ensures effective stabilization of the vehicle in pitch and yaw at angles of attack close to critical ones. Roll control is also maintained in all flight modes, because at any flight speed, the control planes 18 are blown either by a propeller or by an incoming air flow. This is especially important at low and zero flight speeds. At the same time, the blowing of the steering planes 18, especially by screw 5, is especially strong, because the propeller must create a lifting force equal to the weight. Before landing, a hovering mode is implemented, controlled by coordinated operational control of the magnitude of the deflection of the flaps 4 and a change in the overall pitch of the propeller. In this case, it is also possible to move the VTOL in reverse, because the total pressure of the flows created by the propeller on the deflected flaps 4 near the ground increases due to the air cushion effect.

Claims

A vertical take-off and landing aircraft, comprising a fuselage, in the nose of which there is a variable pitch propeller, the axis of which is located along the longitudinal axis of the fuselage, equipped with a swashplate, and also containing a high wing with flaps, characterized in that in the nose there are attached to the fuselage two control planes of the airfoil with a deflectable trailing edge, performing the function of ailerons and located in the lower sector of the sweep circle of the specified propeller, also forming a parking support for the fuselage, preventing the propeller from touching the ground.