WO2010050839A1 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents

Vertical take-off and landing aircraft Download PDF

Info

Publication number
WO2010050839A1
WO2010050839A1 PCT/RU2008/000677 RU2008000677W WO2010050839A1 WO 2010050839 A1 WO2010050839 A1 WO 2010050839A1 RU 2008000677 W RU2008000677 W RU 2008000677W WO 2010050839 A1 WO2010050839 A1 WO 2010050839A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
wing
vertical take
landing
remote control
Prior art date
Application number
PCT/RU2008/000677
Other languages
French (fr)
Russian (ru)
Inventor
Вячеслав Анатольевич ПАВЛИКОВ
Александр Николаевич ПОЛИН
Original Assignee
Pavlikov Vyacheslav Anatolyevi
Polin Aleksandr Nikolaevich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Pavlikov Vyacheslav Anatolyevi, Polin Aleksandr Nikolaevich filed Critical Pavlikov Vyacheslav Anatolyevi
Priority to PCT/RU2008/000677 priority Critical patent/WO2010050839A1/en
Priority to DE112008004054T priority patent/DE112008004054T5/en
Publication of WO2010050839A1 publication Critical patent/WO2010050839A1/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
    • B64C39/064—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings with radial airflow

Definitions

  • the invention relates to the field of aviation, namely to aircraft and is intended for the transport of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in hard-to-reach areas.
  • Aircraft are known that have large diameter helicopter rotors that throw off a huge amount of air at a relatively low speed, consisting of a hull, power plants, a navigation system, and a flight control system. This is the most economical means of vertical take-off and, in hovering modes, has no competitors among vertically take-off devices.
  • a disadvantage of the known devices is the large specific gravity of the power plant and low aerodynamic quality, decreasing with increasing flight speed and limiting its range and speed, in addition, it is impossible to use huge rotors for high-speed vertically taking off devices.
  • Known aircraft vertical take-off and landing comprising a housing, wings, a power plant with aircraft propellers of relatively small diameter, a navigation system, a flight control system.
  • helicopter has the advantages of a helicopter in hovering modes; it can have 1.5–2 times greater speed and range.
  • the disadvantage of this aircraft is the design complexity, low weight return, low the efficiency of vertical take-off, due to the high flow rate of the working fluid at a low flow rate.
  • turbojet aircraft for vertical take-off and landing containing the hull, wings, power plant, control system, navigation system.
  • the engines of a turbojet aircraft allow to obtain a high thrust to mass ratio of the power plant.
  • Obtaining great thrust with a minimum mass is extremely important for aircraft in general, and for a vertically taking off aircraft in particular, because the greater the mass of the engine, the greater part of its thrust is spent only on lifting itself.
  • turbojet aircraft require a hard-coated runway and are difficult to control in the take-off and landing mode.
  • Famous sports aircraft of the classical scheme including the hull, wing, engine, control system, navigation system.
  • “Jimmy Criket” consisting of a hull, wings, power plants, navigation systems, control systems, in which the thrust vector of the engine was directed above the upper surface of the wing, which allowed a fighter to limit mileage during take-off by only a few hundred feet.
  • a system of pipelines and openings was used that guided the flow of exhaust gases like a fan above the upper surface of the wing. Thanks to this technical solution, it was possible to develop a giant lifting force at very low speeds.
  • the technical result of the proposed solution is to increase the weight return, increase the lift, increase the aerodynamic quality, change the thrust vector in the range of 360 °, ensure flight safety, increase maneuverability, as well as reduced fuel consumption.
  • the proposed aircraft vertical takeoff and landing contains a streamlined body, at least one wing, made in the form of a ring and having a plan in the form of a circle, oval, polyhedron, and in cross section the profile of a circle located inside and / or outside the housing, inside the housing there is a power plant, a flywheel in the form of a hollow disk equipped with remote control valves, a control system consisting of rudders in the direction and rudders about roll and pitch and thrust vector, made in the form of profiled rings and located symmetrically relative to each other and the axis of the body, which are additionally equipped with jet and / or slotted nozzles and shutter - shields, while the power plant includes at least one an engine and at least one fan device or a turbofan engine and an ejector device, a streamlined body contains one or more sections and is additionally equipped with remote control control devices A wing located along the perimeter in the lower part of the body and consisting of valves, kingstone
  • FIG. 1 shows a section through an Aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional hull
  • FIG. 2 shows a top view of an Aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional hull
  • FIG. 3 shows a diagram of the occurrence of aerodynamic forces during air flow around a wing
  • FIG. 4 shows a diagram of the effect of slit-shaped and / or jet nozzles on the high-speed air flow emanating along the entire perimeter of an aircraft of vertical take-off and landing
  • FIG. 5 shows a section through an Aircraft of vertical take-off and landing with a single-section hull.
  • the streamlined body 1 is configured to create an air flow inside the aircraft.
  • the streamlined body 1 is made, for example, of a disk-shaped, oval-shaped, multi-faceted shape, shape in the form of a wing profile, etc., and consists of at least one section.
  • the housing 1 is additionally equipped with remote control regulating devices, which are remote control valves, remote control kingstones, remote control valves.
  • the flywheel disk 3 is made of heavy-duty composite materials and is intended to create a gyroscopic effect - karyolis force. To do this, a liquid is supplied into the internal cavity of the flywheel disk, which, in turn, at any stage of the JIA flight can be instantly released through remote control valves located around the perimeter of the flywheel disk 3.
  • the flywheel disk 3 can be used to create a curtain - clouds around the aircraft or spraying any liquid.
  • the JIA power plant includes at least one engine 4 and at least one fan device 5 or a turbofan engine 4 and an ejector device 6.
  • Engine 4 is, for example, ICE, turbojet, jet, diesel, etc.
  • the fan device 5 is, for example, an axial fan device, a turbofan device, a centrifugal fan device, an axial turbine, etc.
  • the control system includes steering wheels along the thrust vector, roll and pitch (elevons) 7, as well as steering wheels in direction 8.
  • the pitch and roll control wheels 7 are made in the form of profiled solid rings or ring segments, located symmetrically relative to each other and to the axis of the body along the inner perimeter, the roll control 7 along the pitch perform the functions of controlling the thrust vector, operate in high-speed high-pressure air flow created by the power plant 4 and 5, as well as additionally ejector devices 6, sucking in air, passing through the housing 1.
  • the roll and pitch control wheels 7 are additionally equipped with jet and / or slot nozzles 9 located along the entire outer perimeter of both rings 7, which perform auxiliary and duplicate functions of pitch and roll controls 7 in predetermined modes.
  • shutter-shields (not shown in FIG.), Operating in automatic mode.
  • FIG. 1 presents JIA, where the housing 1 is multi-sectional, having an upper 10, middle 11 and lower 12 section.
  • the upper section 10 performs the function of an air channel, inside of which there is an axial turbine 5, wings 13, 14 made, for example, of an annular shape, perforated along the upper surface, steering wheels in direction 8 and steering wheels for pitch and roll 7, also performing traction vector functions.
  • a centrifugal fan 5, an ejector device 6, a wing 2, made, for example, of an annular shape, perforated on the upper surface ⁇ disk-flywheel 3 are located in the center in the middle section 11, which serves as the air channel.
  • the middle section 11 In the lower section 12 are the cargo-passenger compartment, engine compartment, etc. In this case, the engine and cargo-passenger compartments are separated from the other compartments and sealed.
  • Air is supplied to the cargo-passenger compartment through channels (not shown in FIG.), which are discharged into the hollow part of the annular, perforated wings on top of the wings 13.2, which makes it possible to delay the stall of the laminar flow of the upper surface of the wing 13.2, thereby preventing its braking and premature separation and expands the range of continuous flow.
  • air is supplied from the intake device (not shown in FIG.) In the housing 1.
  • one ring - elevon 7 is located in the upper section 10 with the possibility of half overlapping the air channel of the middle section halfway at a given angle.
  • Another ring - the elevon 7 is located in the lower section 12 with the possibility of lowering the half-air channel of the middle channel from the bottom section 11, thereby completely overlapping the air channels of the housing 1 of the middle 11 and lower 12 sections.
  • Both elevon rings 7 can work independently, independently of each other, or synchronously to create or change from 0 to 360 degrees (relative to the JIA axis), the thrust vector, which together with the rudders in the direction gives the JIA super maneuverability.
  • Inkjet and / or slot nozzles 9 provide jet and / or flat airflows flowing out at high speed at an angle ⁇ ° to the lower 12 and upper 10 surface of the sections. Due to the expiration of the air stream, the effective area increases of housing 1, the nature of the flow around the profile changes, in addition, due to the pulse of the leaky jet (mVtage), a vertical force component (mVtage si ⁇ ) is created that unloads the housing 1. For example, the efficiency of the jet flap depends on the pulse coefficient of the blown jet and the angle ⁇ °. For approximate calculations of the increment of the lift coefficient for a jet flap, the following interpolation formula can be used: ⁇ cu ⁇ 3.9 V s ⁇ sip.
  • jet and / or slit-shaped nozzles 9 allows to obtain large values of the coefficient of lift for JIA.
  • Air to the jet and / or slot nozzles 9 is supplied from an air compressor or a backup system (not shown in FIG.).
  • an axial turbine 5 and a centrifugal fan or turbofan 5 are used using atmospheric air ejection devices 6. This is because the thrust developed by the power plant 4,5 or 4, 6 is equal to the product of the mass of the discarded working fluid at its speed per unit time.
  • increasing the speed of the JIA working fluid to increase, for example, vertical thrust is not profitable, since the higher the speed, the worse the ratio of thrust received to engine power.
  • the power is used the better, the lower the flow rate of air or gases. This means it is more profitable and more economical to discard a large mass of the working fluid at a low speed. Therefore, the advantage of using the ejector unit 6 is an increase in thrust, 30% more than the total thrust of the engines 4.
  • Research and laboratory tests of known designs show the ability for every kilogram of gases flowing from the nozzle suck in more than 7 kilograms of air.
  • the lifting force of the wings 13, 2, 14 and the body - wing 1 occurs due to the asymmetric flow around its air flow. This flow is formed as a result of the presence of an asymmetric profile or angle of attack, or simultaneously by two factors.
  • FIG. 3 shows that the air flow is divided by the wing 2 into two streams that flow around the lower and upper surfaces of the wing 2.
  • the trickles of air flowing around the upper surface of the wing 2 are compressed and their cross section decreases.
  • the speed of the air flow in the streams above the upper surface of the wing 2 increases and becomes greater than the speed of the air flow of the streams flowing around lower wing surface 2.
  • C Ra is a dimensionless coefficient
  • p is the density of air
  • V is the speed of the body relative to the air
  • q - velocity head is some characteristic area of the body.
  • the coefficient C RI is determined only by the orientation of the body relative to the air flow (sliding angles) and the Reynolds number, taking into account the viscosity of the air:
  • b is the characteristic linear sign of the body;
  • v is the kinematic coefficient of viscosity.
  • the total aerodynamic force is decomposed into a lifting force Ya directed perpendicular to the free-stream velocity vector and drag force Xa.
  • the coefficient of lift Cy in its physical essence is a dimensionless quantity per unit area of the wing 13, 2, 14, 1, referred to the unit of velocity head.
  • the value of Cy characterizes the degree of use of the wing area 13, or 2, or 14 and the body 1 and the pressure head to create lift.
  • the lifting force of the wings 13, 2, 14 and the housing 1 increases with an increase in its area.
  • the increase in the wing area for high-speed aircraft is extremely limited - we solved this problem by placing the blown wings 13, 2, 14 inside and / or outside the body 1, made with the possibility of creating the maximum lift force of the aircraft.
  • the housing 1 is made in the form of a camouflaged object, for example, in the form of a house, gazebo, haystack, etc.
  • the proposed JIA further comprises a cockpit 15 located inside or outside of the housing 1 and configured to undock from the housing 1 and carry out independent flight.
  • the cockpit 15 is used as an independent mini-aircraft and also contains a mini-engine with a screw or a mini-turbine (not shown in Fig.), A mini-disk - flywheel 16, similar to the design of the flywheel 3 , a hydraulic motor (not shown in Fig.), and the elevons and roll control wheels are performed by elevons 17, (Fig. 2) - in the form of a deflectable tail section of the wing of the cockpit 15, (used on airplanes that do not have a horizontal tail) and rudders in the direction (in Fig. not in cauldron).
  • the JlA power plant is launched on wings of large elongation 13, 2, 14 located in a high-speed high-pressure air stream.
  • the lower ring - elevon 7 is tilted up.
  • the bottom ring - elevon 7 returns to its original position and the JTA takes off.
  • the upper ring - elevon 7 deviates down, thereby creating additional lifting force due to dropping the air mass down.
  • Control of the course is carried out using rudders 8, located in the middle section 11 around the entire inner perimeter of the housing 1. Being in the air channel of the middle section 11, are blown by the high-speed air flow created by the operating power plants 4, 5 or 4, 6, direction 8 have maximum efficiency at any stage of the flight and allow JIA to rotate around its vertical axis not only during takeoff and landing, but also during horizontal flight. Since their number can reach several tens, the failure of a certain amount will not affect the efficiency of JIA management.
  • the rings of the elevon 7 close to each other, overlapping any sector of the air channel between the upper 10 and lower 12 sections of the hull.
  • the angle of closure to the contact point of the rings - elevon 7 can vary depending on flight conditions 360 degrees in any direction, making a revolution around the perimeter of the JIA in less than one second.
  • the combination of the pitch and roll control functions of the steering wheels 7 with the thrust vector control functions gives the JIA, together with the control system in direction 8, maximum maneuverability.
  • the profiled rings - elevons 7 are located around the entire perimeter of the jet and / or slot nozzles 9 ( Figure 4), which perform the functions of an auxiliary and backup control system JIA.
  • the high-speed high-pressure air flow escaping along the entire perimeter of the JIA in the horizontal direction is deflected up with the help of the control wheels 7, which creates a reactive moment, partially balancing the magnitude of the lifting force.
  • Deviation of the air stream and / or upward flow and the occurrence of air recirculation under conditions without JIA aerodrome operation prevents, for example, disturbance of snow or grass cover.
  • the air channels of the housing 1 are blocked along the entire perimeter, except for the channels for air intake and gas outflow. In the event that the JIA has at least one wing 2 located outside, then it is removed inside the body 1.
  • the wing 2 In the case when the wing 2 is located outside the casing 1 with the possibility of damping from possible contact with obstacles (trees, buildings, etc.), then it is spring-loaded.
  • the JTA When splashed to a water surface, the JTA can quickly sink to a given depth. To do this, in the lower section 12, the remote control regulating devices are opened and the water begins to fill the trim cavities located diagonally relative to each other around the perimeter of the JIA. The cockpit 15 is sealed. Upon reaching a predetermined depth, the remote control locking devices in the housing 1 are closed, thereby blocking access to the trim tanks of the sea water and the air outlet.
  • the JIA movement under water and ascent is controlled both from the cockpit 15 and from the cargo-passenger compartment.
  • the cockpit 15 and the cargo / passenger compartment are sealed.
  • a low-power diesel engine 18 is used, operating on an air-gas mixture under pressure in cylinders made of composite materials and representing a part of the power structure of the lower section 12.
  • JIA has the ability to dive and move underwater.
  • the same principle of creating lifting force is used as in take-off and landing modes, with the only difference being that the revolutions of the power plant are 4, 5 or 4.6, in this case they can be only several tens of revolutions per minute, where a low-power diesel engine 18 is used, which is powered by an air-gas mixture, which is under pressure in cylinders made of composite materials and which are part of the power frame of the housing 1.
  • the upper section 10 and lower section 12 can completely or partially, alternately or simultaneously, to reduce, in particular, drag, block the air channels of the upper 10 and middle 11 sections under any or zero angle to each other, while the elevon rings 7, which act as steering wheels for pitch, roll and traction vector, expand the range of capabilities of the JIA.
  • the pressurized air-gas mixture through a mini-turbine drives the fan unit 5 into rotation or is directly used to purge the ballast.
  • a backup control system in the form of rudders in direction, pitch and roll 7, in flight an air-gas mixture is used, which is under pressure in the cylinders, in case of failure of the power plants 4,5 or 4,6, as well as for promotion through the flywheel disk hydraulic motor 3.
  • the wings 13.2 made in the form of a closed shape or open shape (divided into sectors), can fully or partially (by sectors) be removed into a special niche 19, the adjustable gap between the middle 11 and the upper 10 sections of the housing 1 turns into a intake device, and in the middle section 11 it turns into slit-shaped nozzles 9.
  • the upper section 10 and the lower section 12 are able to fully or partially, alternately or neous, overlap the air channels 11 and the upper middle section 10 at an angle to each other, wherein the ring - elevons 7 extend JIA capacity range, for example, the thrust vector can be varied instantaneously in opposite to emergency braking when performing a particular maneuver.
  • a working power plant of 4.5 or 4.6 an air pressure is created above the upper surface of the housing 1, which leads to the appearance of additional lifting force.
  • the control system in the form of pitch and roll control rudders 7 is combined with thrust vector control functions and consists of two profiled rings - elevon 7, located, for example, in the upper 10 and lower 12 sections around the entire inner perimeter of the housing 1. Elevon rings 7 can work independently independently or synchronously to create a directional thrust vector.
  • the proposed technical solution has a fundamentally new design of the JIA using the body 1 made, for example, in the form of a wing of small elongation - discoplane.
  • the body - wing 1 allows you to perform a flight at larger than normal angles of attack, and its characteristic feature is stall at the body - wing 1 is delayed to angles of 45 degrees (Cy MaX ).
  • a vortex spatial system induces additional velocity along the chords along the chords, which increases the pressure, and, consequently, additional lifting force, which more than compensates for losses from local stalls along the lateral and leading edges.
  • Such an aerodynamic effect in the body - wing 1 increases with increasing angle of attack.
  • the body - wing 1 of the proposed device has no tendency to stall, does not break in a tailspin, which in turn guarantees a slow and safe decrease, similar to a decrease in a parachute.
  • the hull - wing round in plan 1, creates a powerful air cushion effect, that is, until the JIA naturally extinguishes its speed before landing, it will not be able to land, which affects the flight safety and JIA maneuverability.
  • An important advantage of the proposed device is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of the wingspan — wing 1, and the absence of horizontal tail as an independent unit leads to a decrease in financial costs by another 10-15%.
  • the proposed JlA design can be used for transportation of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in hard-to-reach areas, as a sports, educational and training apparatus.
  • the proposed JIA design allows for high maneuverability due to the rotation of the JIA around the vertical axis not only during take-off and landing, but also during horizontal flight, as well as by changing the thrust vector in the range of 360 °, as well as by creating on the wing or wings located in the air channels of the hull, maximum lifting force, regardless of the spatial position of the JIA, errors in piloting or difficult weather conditions, their output at supercritical angles of attack is structurally and functionally possible that allows to fly in tight spaces, the trees in the city, in the mountains and so on. d.
  • the proposed JIA design for achieving absolute pitch and roll stability during takeoff and landing modes, as well as for high atmospheric air turbulence, to ensure flight safety also uses the gyroscopic effect of a flywheel disk 3 made of super lightweight materials .
  • an anti-freezing fluid is supplied, which, in turn, at any stage JIA has the ability to be instantly released through remote control solenoid valves located around the perimeter of the flywheel disk 3.
  • the kinetic energy of the disk is flywheel 3 and in the event of a system outage Controls 7, 8 use a drive from an air turbine operating on an air-gas mixture under pressure in cylinders.
  • An important advantage of the proposed design of the aircraft is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of wing span, and the absence of horizontal tail as an independent unit leads to a reduction in financial costs by another 10-15%.
  • the JlA design which provides for the location of the wing (s) inside and / or outside the hull, allows to increase the inflated area of the wing (s) many times, as a result of which the JIA lifting force increases by a multiple of the wing (s) area.
  • the JIA design allows its operation in aerodrome-free conditions, in any climatic conditions and at any time of the day.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

The invention relates to aviation, in particular to aircraft, and can be used for transporting cargo and passengers, spraying gardens and fields, conserving forests and nature reserves and as an ambulance in difficult-to-reach regions. The vertical take-off and landing aircraft comprises an aerodynamic body and at least one annular wing which is arranged inside and/or outside the body. Arranged inside the body are a flywheel, in the form of a hollow disc provided with remote-control valves, and a power unit consisting of at least one engine and at least one fan device or turbofan and an ejector device. The control system consists of rudders, thrust vector controls and roll and pitch control surfaces, which are designed in the form of shaped rings and are disposed symmetrically with respect to each other and to the axis of the body. The invention makes it possible to increase lifting force, improve aerodynamic characteristics, flight operating safety and maneuverability and reduce fuel consumption.

Description

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ VERTICAL TAKEOFF AND LANDING FLIGHT
Изобретение относится к области авиации, а именно, к летательным аппаратам и предназначено для перевозки грузов и пассажиров, для опыления садов и полей, для охраны лесов и заповедников, как скорая помощь в труднодоступных районах.The invention relates to the field of aviation, namely to aircraft and is intended for the transport of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in hard-to-reach areas.
Известны летательные аппараты, имеющие вертолетные несущие винты с большим диаметром, которые отбрасывают огромное количество воздуха с относительно небольшой скоростью, состоящие из корпуса, силовых установок, системы навигации, системы управления полетом. Это наиболее экономичное средство вертикального взлета и на режимах висения не имеет конкурентов среди вертикально взлетающих аппаратов.Aircraft are known that have large diameter helicopter rotors that throw off a huge amount of air at a relatively low speed, consisting of a hull, power plants, a navigation system, and a flight control system. This is the most economical means of vertical take-off and, in hovering modes, has no competitors among vertically take-off devices.
Недостатком известных аппаратов является большой удельный вес силовой установки и низкое аэродинамическое качество, уменьшающееся с ростом скорости полета и ограничивающее его дальность и скорость, кроме того, невозможно использовать огромные несущие винты для скоростных вертикально взлетающих аппаратов.A disadvantage of the known devices is the large specific gravity of the power plant and low aerodynamic quality, decreasing with increasing flight speed and limiting its range and speed, in addition, it is impossible to use huge rotors for high-speed vertically taking off devices.
Известны летательные аппараты вертикального взлета и посадки, содержащие корпус, крылья, силовую установку с самолетными винтами относительно небольшого диаметра, систему навигации, систему управления полетом.Known aircraft vertical take-off and landing, comprising a housing, wings, a power plant with aircraft propellers of relatively small diameter, a navigation system, a flight control system.
Так называемый «Bинтoкpыл» обладает достоинствами вертолета на режимах висения, может иметь в 1,5 - 2 раза большую скорость и дальность.The so-called “rotorcraft” has the advantages of a helicopter in hovering modes; it can have 1.5–2 times greater speed and range.
Недостатком данного летательного аппарата является сложность конструкции, низкая весовая отдача, низкая эффективность вертикального взлета, обусловленная большим расходом рабочего тела при низкой скорости истечения.The disadvantage of this aircraft is the design complexity, low weight return, low the efficiency of vertical take-off, due to the high flow rate of the working fluid at a low flow rate.
Известны турбореактивные самолеты вертикального взлета и посадки содержащие корпус, крылья, силовую установку, систему управления, навигационную систему. Двигатели турбореактивного самолета позволяют получить высокое отношение тяги к массе силовой установки. Получить большую тягу при минимальной массе чрезвычайно важно для самолетов вообще, а для вертикально взлетающего самолета в особенности, потому что, чем больше масса двигателя, тем большая часть его тяги расходуется лишь на то, чтобы поднять самого себя.Known turbojet aircraft for vertical take-off and landing containing the hull, wings, power plant, control system, navigation system. The engines of a turbojet aircraft allow to obtain a high thrust to mass ratio of the power plant. Obtaining great thrust with a minimum mass is extremely important for aircraft in general, and for a vertically taking off aircraft in particular, because the greater the mass of the engine, the greater part of its thrust is spent only on lifting itself.
Недостатком данной конструкции является большая скорость истечения газов, низкая экономичность, большой расход топлива, кроме того, турбореактивные самолеты требуют наличия взлетно- посадочной полосы с твердым покрытием и сложны в управлении в режиме взлета и посадки.The disadvantage of this design is the high rate of gas outflow, low efficiency, high fuel consumption, in addition, turbojet aircraft require a hard-coated runway and are difficult to control in the take-off and landing mode.
Известны спортивные самолеты классической схемы, включающие корпус, крыло, двигатель, систему управления, навигационную систему.Famous sports aircraft of the classical scheme, including the hull, wing, engine, control system, navigation system.
В данных самолетах струя воздуха от винта обдувает примерно 10- 20% поверхности крыла. За счет обдувки увеличивается местная скорость обтекания крыла, что вызывает увеличение коэффициента подъемной силы Cy на 10-20%. Чем меньше скорость полета, тем больше ощутим эффект обдувки крыла винтами вследствие большой разницы местных скоростей потока на обдуваемых участках крыла. В отдельных случаях полета подъемная сила самолета за счет работы винта может увеличиваться на 15-20%. Следовательно, при работающем двигателе самолет может держаться в воздухе на скорости, меньшей, чем с неработающим двигателем. Недостатком спортивных самолетов классической конструкции является низкая экономичность, низкое аэродинамическое качество и низкая весовая отдача. Известны разработки самолетов «Шopт Снорт (Shоrt Snort)» иIn these aircraft, a jet of air from the propeller blows about 10-20% of the wing surface. Due to the blowing, the local velocity of flow around the wing increases, which causes an increase in the lift coefficient Cy by 10-20%. The lower the flight speed, the greater the tangible effect of the wing blowing screws due to the large difference in local flow velocities in the blown sections of the wing. In some flight cases, the lift of the aircraft due to the operation of the propeller can increase by 15-20%. Consequently, with the engine running, the aircraft can stay in the air at a speed lower than with the engine off. The disadvantage of sports aircraft of classical design is low profitability, low aerodynamic quality and low weight return. Known for the development of aircraft "Short Snort (Short Snort)" and
«Джимми Крикет (Jimiпi Criket)», состоящие из корпуса, крыльев, силовых установок, систем навигации, систем управления, в которых вектор тяги двигателя направлялся над верхней поверхностью крыла, что позволяло самолету класса истребителя ограничить пробег при взлете всего несколькими сотнями футов. Для этой цели использовалась система трубопроводов и отверстий, которые направляли поток выхлопных газов подобно вееру над верхней поверхностью крыла. Благодаря данному техническому решению удавалось развивать гигантскую подъемную силу при очень небольших скоростях."Jimmy Criket", consisting of a hull, wings, power plants, navigation systems, control systems, in which the thrust vector of the engine was directed above the upper surface of the wing, which allowed a fighter to limit mileage during take-off by only a few hundred feet. For this purpose, a system of pipelines and openings was used that guided the flow of exhaust gases like a fan above the upper surface of the wing. Thanks to this technical solution, it was possible to develop a giant lifting force at very low speeds.
Недостатком этих решений является то, что система трубопроводов, позволяющая добиться данного эффекта, оказалась очень тяжелой.The disadvantage of these solutions is that the piping system to achieve this effect turned out to be very difficult.
Известны самолеты конструкции «Cвятocлaв», состоящие из корпуса, крыльев, силовых установок, систем навигации, систем управления, у которых использовался обдув части крыла небольшого размаха. Данный самолет показал супер малые скорости сваливания, весьма впечатляющие полеты на малых скоростях и очень высокую маневренность. Недостатком этого технического решения является малая весовая отдача.Known aircraft design "Svyatoslav", consisting of a hull, wings, power plants, navigation systems, control systems, which used blowing part of the wing of a small scale. This aircraft showed super low stall speeds, very impressive low speed flights and very high maneuverability. The disadvantage of this technical solution is the low weight return.
Техническим результатом предлагаемого решения является повышение весовой отдачи, увеличение подъемной силы, повышение аэродинамического качества, изменение вектора тяги в диапазоне на 360°, обеспечение безопасности полета, повышение маневренности, а также снижение расхода топлива.The technical result of the proposed solution is to increase the weight return, increase the lift, increase the aerodynamic quality, change the thrust vector in the range of 360 °, ensure flight safety, increase maneuverability, as well as reduced fuel consumption.
Поставленный технический результат достигается тем, что предлагаемый Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус обтекаемой формы, по меньшей мере, одно крыло, выполненное в виде кольца и имеющее в плане форму круга, овала, многогранника, а в сечении профиль круга, расположенное внутри и/или снаружи корпуса, внутри корпуса расположены силовая установка, маховик в виде полого диска, снабженного клапанами дистанционного управления, система управления, состоящая из рулей управления по направлению и рулей управления по крену и тангажу и вектору тяги, выполненных в виде профилированных колец и расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса, которые дополнительно снабжены струйными и/или щелевыми соплами и шторками - щитками, при этом силовая установка включает в себя, по меньшей мере, один двигатель и, по меньшей мере, одно вентиляторное устройство или турбовентиляторный двигатель и эжекторное устройство, корпус обтекаемой формы содержит одну или несколько секций и дополнительно снабжен регулирующими устройствами дистанционного управления, расположенными по периметру в нижней части корпуса и представляющими собой клапаны, кингстоны, задвижки, крыло выполнено с большим удлинением с профилем максимального аэродинамического качества, определяемом по формуле K= Су/Сх = 45-65, крыло представляет собой кольцо, имеющее в плане форму круга, овала, многогранника и имеющее в сечении профиль крыла, летательный аппарат вертикального взлета и посадки дополнительно содержит кабину пилота, расположенную внутри или снаружи корпуса и выполненную с возможностью отстыковки от корпуса и осуществления самостоятельного полета. На фиг. 1 изображен разрез Летательного аппарата вертикального взлета и посадки с многосекционным корпусом, на фиг. 2 изображен вид сверху Летательного аппарата вертикального взлета и посадки с многосекционным корпусом, на фиг. 3 изображена схема возникновения аэродинамических сил при обтекании крыла воздухом, на фиг. 4 изображена схема воздействия щелевидных и/или струйных сопел на скоростной поток воздуха, исходящего по всему периметру летательного аппарата вертикального взлета и посадки, на фиг. 5 изображен разрез Летательного аппарата вертикального взлета и посадки с односекционным корпусом.The technical result is achieved by the fact that the proposed aircraft vertical takeoff and landing contains a streamlined body, at least one wing, made in the form of a ring and having a plan in the form of a circle, oval, polyhedron, and in cross section the profile of a circle located inside and / or outside the housing, inside the housing there is a power plant, a flywheel in the form of a hollow disk equipped with remote control valves, a control system consisting of rudders in the direction and rudders about roll and pitch and thrust vector, made in the form of profiled rings and located symmetrically relative to each other and the axis of the body, which are additionally equipped with jet and / or slotted nozzles and shutter - shields, while the power plant includes at least one an engine and at least one fan device or a turbofan engine and an ejector device, a streamlined body contains one or more sections and is additionally equipped with remote control control devices A wing located along the perimeter in the lower part of the body and consisting of valves, kingstones, gate valves, the wing is made with a large elongation with a profile of maximum aerodynamic quality, determined by the formula K = Su / Cx = 45-65, the wing is a ring with the shape of a circle, oval, polyhedron and having a wing profile in cross section, the aircraft of vertical take-off and landing additionally contains a cockpit located inside or outside the hull and made with the possibility of undocking from the hull and independent flight. In FIG. 1 shows a section through an Aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional hull; FIG. 2 shows a top view of an Aircraft of vertical take-off and landing with a multi-sectional hull; FIG. 3 shows a diagram of the occurrence of aerodynamic forces during air flow around a wing; FIG. 4 shows a diagram of the effect of slit-shaped and / or jet nozzles on the high-speed air flow emanating along the entire perimeter of an aircraft of vertical take-off and landing; FIG. 5 shows a section through an Aircraft of vertical take-off and landing with a single-section hull.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки (далее по тексту - ЛА) содержит корпус обтекаемой формы 1, по меньшей мере, одно крыло 2, расположенное внутри и/или снаружи корпуса 1.Aircraft of vertical take-off and landing (hereinafter referred to as “LA”) comprises a streamlined body 1, at least one wing 2 located inside and / or outside of the body 1.
Корпус 1 обтекаемой формы выполнен с возможностью создания воздушного потока внутри ЛА.The streamlined body 1 is configured to create an air flow inside the aircraft.
Корпус 1 обтекаемой формы выполнен, например, дискообразной формы, овалообразной формы, многогранной формы, формы в виде профиля крыла и т. п. и состоит, по меньшей мере, из одной секции.The streamlined body 1 is made, for example, of a disk-shaped, oval-shaped, multi-faceted shape, shape in the form of a wing profile, etc., and consists of at least one section.
Корпус 1 дополнительно снабжен регулирующими устройствами дистанционного управления, представляющими собой клапаны дистанционного управления, кингстоны дистанционного управления, задвижки дистанционного управления.The housing 1 is additionally equipped with remote control regulating devices, which are remote control valves, remote control kingstones, remote control valves.
Внутри корпуса 1 расположены силовая установка, маховик 3 представляющий собой полый диск, снабженный клапанами дистанционного управления (на фиг не показано), система управления. Крыло 2 выполнено с большим удлинением с профилем максимального аэродинамического качества, определяемом по формуле K= Cy/ Cx = 45-65 для создания максимальной подъемной силы и имеет замкнутую форму или разомкнутую форму (разделенные на сектора). Крыло 2 представляет собой кольцо, имеющее в плане форму круга, овала, многогранника, а в сечении - профиль крыла. Крыло 2 установлено под углом атаки, при которым коэффициент подъемной силы имеет максимальную величину.The power plant is located inside the housing 1, the flywheel 3 is a hollow disk equipped with remote control valves (not shown in FIG.), A control system. Wing 2 is made with a large elongation with a profile maximum aerodynamic quality, determined by the formula K = Cy / Cx = 45-65 to create maximum lifting force and has a closed shape or open shape (divided into sectors). Wing 2 is a ring having the shape of a circle, an oval, a polyhedron in plan, and a wing profile in cross section. Wing 2 is installed at an angle of attack at which the lift coefficient has a maximum value.
Диск - маховик 3 выполнен из сверхпрочных композитных материалов и предназначен для создания гироскопического эффекта - кариолисовой силы. Для этого во внутреннюю полость диска - маховика подается жидкость, которая, в свою очередь, на любом этапе полета JIA имеет возможность быть мгновенно спущена через клапаны дистанционного управления, расположенные по периметру диска - маховика 3. Диск - маховик 3 имеет возможность использоваться для создания завесы - облака вокруг ЛА или распыления какой- либо жидкости.The flywheel disk 3 is made of heavy-duty composite materials and is intended to create a gyroscopic effect - karyolis force. To do this, a liquid is supplied into the internal cavity of the flywheel disk, which, in turn, at any stage of the JIA flight can be instantly released through remote control valves located around the perimeter of the flywheel disk 3. The flywheel disk 3 can be used to create a curtain - clouds around the aircraft or spraying any liquid.
Силовая установка JIA включает в себя, по меньшей мере, один двигатель 4 и, по меньшей мере, одно вентиляторное устройство 5 или турбовентиляторный двигатель 4 и эжекторное устройство 6.The JIA power plant includes at least one engine 4 and at least one fan device 5 or a turbofan engine 4 and an ejector device 6.
Двигатель 4 представляет собой, например, ДВС, турбореактивный, реактивный, дизель и т. п.Engine 4 is, for example, ICE, turbojet, jet, diesel, etc.
Вентиляторное устройство 5 представляет собой, например, осевое вентиляторное устройство, турбовентиляторное устройство, центробежное вентиляторное устройство, осевую турбину и т. п.The fan device 5 is, for example, an axial fan device, a turbofan device, a centrifugal fan device, an axial turbine, etc.
Система управления включает в себя рули управления по вектору тяги, крену и тангажу (элевоны) 7, а также рули управления по направлению 8.The control system includes steering wheels along the thrust vector, roll and pitch (elevons) 7, as well as steering wheels in direction 8.
Рули управления 7 по тангажу и крену выполнены в виде профилированных сплошных колец или сегментов кольца, расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса по внутреннему периметру, Рули управления 7 по крену и тангажу выполняют функции управления вектором тяги, работают в скоростном высоконапорном потоке воздуха, создаваемым силовой установкой 4 и 5, а также, дополнительно эжекторными устройствами 6, засасывающими воздух, проходящий через корпус 1.The pitch and roll control wheels 7 are made in the form of profiled solid rings or ring segments, located symmetrically relative to each other and to the axis of the body along the inner perimeter, the roll control 7 along the pitch perform the functions of controlling the thrust vector, operate in high-speed high-pressure air flow created by the power plant 4 and 5, as well as additionally ejector devices 6, sucking in air, passing through the housing 1.
Рули управления по крену и тангажу 7 дополнительно снабжены струйными и/или щелевыми соплами 9, размещенными по всему внешнему периметру обоих колец 7, выполняющими в заданных режимах вспомогательные и дублирующие функции рулей управлений по тангажу и крену 7.The roll and pitch control wheels 7 are additionally equipped with jet and / or slot nozzles 9 located along the entire outer perimeter of both rings 7, which perform auxiliary and duplicate functions of pitch and roll controls 7 in predetermined modes.
Для эффективного управления вектором тяги рули управления 7 по тангажу и крену дополнительно оборудованы шторками- щитками (на фиг не показано), работающими в автоматическом режиме.To effectively control the thrust vector of the steering wheel 7 pitch and roll are additionally equipped with shutter-shields (not shown in FIG.), Operating in automatic mode.
На фиг. 1 представлен JIA, где корпус 1 выполнен многосекционным, имеющий верхнюю 10, среднюю 11 и нижнюю 12 секции. В многосекционном корпусе 1 верхняя секция 10 выполняет функцию воздушного канала, внутри которого расположены осевая турбина 5, крылья 13, 14, выполненные, например, кольцеобразной формы, перфорированными по верхней поверхности, рули управления по направлению 8 и рули управления по тангажу и крену 7, выполняющие также функции вектора тяги.In FIG. 1 presents JIA, where the housing 1 is multi-sectional, having an upper 10, middle 11 and lower 12 section. In the multi-sectional housing 1, the upper section 10 performs the function of an air channel, inside of which there is an axial turbine 5, wings 13, 14 made, for example, of an annular shape, perforated along the upper surface, steering wheels in direction 8 and steering wheels for pitch and roll 7, also performing traction vector functions.
В центре в средней секции 11, выполняющей функции воздушного канала, расположен центробежный вентилятор 5, эжекторные устройства 6, крыло 2, выполненное, например, кольцеобразной формы, перфорированное по верхней поверхности^ диск-маховик 3. В нижней секции 12 расположены грузо-пассажирский отсек, моторный отсек и т. д. При этом сам моторный и грузо-пассажирский отсеки отделены от остальных отсеков и загерметизированы. Воздух в грузо- пассажирский отсек подается по каналам (на фиг не показано), которые выведены в полую часть кольцеобразных, перфорированных по верхней поверхности крыльев 13,2, что позволяет затягивать срыв ламинарного потока верхней поверхности крыла 13,2, препятствуя тем самым его торможению и преждевременному отрыву и расширяет диапазон беспрерывного обтекания. Кроме этого, воздух подается из заборного устройства (на фиг. не показано) в корпусе 1.A centrifugal fan 5, an ejector device 6, a wing 2, made, for example, of an annular shape, perforated on the upper surface ^ disk-flywheel 3 are located in the center in the middle section 11, which serves as the air channel. In the lower section 12 are the cargo-passenger compartment, engine compartment, etc. In this case, the engine and cargo-passenger compartments are separated from the other compartments and sealed. Air is supplied to the cargo-passenger compartment through channels (not shown in FIG.), Which are discharged into the hollow part of the annular, perforated wings on top of the wings 13.2, which makes it possible to delay the stall of the laminar flow of the upper surface of the wing 13.2, thereby preventing its braking and premature separation and expands the range of continuous flow. In addition, air is supplied from the intake device (not shown in FIG.) In the housing 1.
Это позволяет увеличить дальность полета JIA и снизить расход топлива. При многосекционном выполнении корпуса 1 одно кольцо - элевон 7 расположено в верхней секции 10 с возможностью сверху наполовину перекрывать под заданным углом воздушный канал средней секции 11. Другое кольцо - элевон 7 расположено в нижней секции 12 с возможностью снизу перекрывать под заданным углом наполовину воздушный канал средней секции 11, тем самым полностью перекрывая воздушные каналы корпуса 1 средней 11 и нижней 12 секции.This allows you to increase the range of the JIA and reduce fuel consumption. When multi-sectional execution of the housing 1, one ring - elevon 7 is located in the upper section 10 with the possibility of half overlapping the air channel of the middle section halfway at a given angle. Another ring - the elevon 7 is located in the lower section 12 with the possibility of lowering the half-air channel of the middle channel from the bottom section 11, thereby completely overlapping the air channels of the housing 1 of the middle 11 and lower 12 sections.
Оба кольца-элевона 7 могут работать автономно, независимо друг от друга, или синхронно для создания или изменения от 0 до 360 градусов (относительно оси JIA), вектора тяги, что вместе с рулями управления по направлению придает JIA сверхманевренность.Both elevon rings 7 can work independently, independently of each other, or synchronously to create or change from 0 to 360 degrees (relative to the JIA axis), the thrust vector, which together with the rudders in the direction gives the JIA super maneuverability.
Струйные и/или щелевые сопла 9 обеспечивают струйный и/или плоский потоки воздуха, вытекающего с большой скоростью под углом θ ° к нижней 12 и верхней 10 поверхности секций. За счет истечения струи воздуха увеличивается эффективная площадь корпуса 1, изменяется характер обтекания профиля, кроме того, за счет импульса вытекающей струи (mVс) создается вертикальная составляющая силы (mVс siпθ), разгружающая корпус 1. Например, эффективность реактивного закрылка зависит от коэффициента импульса выдуваемой струи и угла θ°. Для приближенных расчетов приращения коэффициента подъемной силы при реактивном закрылке можно воспользоваться следующей интерполяционной формулой: Δ су ~ 3,9 Vсμ siпθ. Применение струйных и/или щелевидных сопел 9 (Фиг.4) позволяет получить большие значении коэффициента подъемной силы для JIA. Воздух к струйным и/или щелевым соплам 9 подается от воздушного компрессора или резервной системы (на фиг. не показано). Для обдува крыльев 13, 2, 14 применены осевая турбина 5 и центробежный вентилятор или турбовентилятор 5 с использованием устройств эжектирования атмосферного воздуха 6. Это обусловлено тем, что тяга, развиваемая силовой установкой 4,5 или 4, 6, равна произведению массы отбрасываемого рабочего тела на его скорость в единицу времени. Однако увеличивать скорость рабочего тела JIA для увеличения, к примеру, вертикальной тяги невыгодно, так как чем больше скорость, тем хуже отношение полученной тяги к мощности двигателей. Мощность используется тем лучше, чем меньше скорость потока воздуха или газов. Это значит выгоднее и экономичнее отбрасывать большую массу рабочего тела с небольшой скоростью. Поэтому достоинство использование эжекторной установки 6 - это увеличение тяги, на 30% больше суммарной тяги двигателей 4. Исследования и лабораторные испытания известных конструкций показывают способность на каждый килограмм газов, вытекающих из сопла подсасывать более 7 килограммов воздуха.Inkjet and / or slot nozzles 9 provide jet and / or flat airflows flowing out at high speed at an angle θ ° to the lower 12 and upper 10 surface of the sections. Due to the expiration of the air stream, the effective area increases of housing 1, the nature of the flow around the profile changes, in addition, due to the pulse of the leaky jet (mVс), a vertical force component (mVс siпθ) is created that unloads the housing 1. For example, the efficiency of the jet flap depends on the pulse coefficient of the blown jet and the angle θ °. For approximate calculations of the increment of the lift coefficient for a jet flap, the following interpolation formula can be used: Δ cu ~ 3.9 V sμ sip. The use of jet and / or slit-shaped nozzles 9 (Figure 4) allows to obtain large values of the coefficient of lift for JIA. Air to the jet and / or slot nozzles 9 is supplied from an air compressor or a backup system (not shown in FIG.). To blow the wings 13, 2, 14, an axial turbine 5 and a centrifugal fan or turbofan 5 are used using atmospheric air ejection devices 6. This is because the thrust developed by the power plant 4,5 or 4, 6 is equal to the product of the mass of the discarded working fluid at its speed per unit time. However, increasing the speed of the JIA working fluid to increase, for example, vertical thrust is not profitable, since the higher the speed, the worse the ratio of thrust received to engine power. The power is used the better, the lower the flow rate of air or gases. This means it is more profitable and more economical to discard a large mass of the working fluid at a low speed. Therefore, the advantage of using the ejector unit 6 is an increase in thrust, 30% more than the total thrust of the engines 4. Research and laboratory tests of known designs show the ability for every kilogram of gases flowing from the nozzle suck in more than 7 kilograms of air.
В случае, когда корпус 1 выполнен в форме крыла круглого в плане, эта проблема решена за счет большей абсолютной величины допустимого диапазона размещения центра масс (аэродинамического фокуса) и максимальной хорды корпуса - крыла 1.In the case when the body 1 is made in the form of a wing round in plan, this problem is solved due to the larger absolute value of the permissible range of placement of the center of mass (aerodynamic focus) and the maximum chord of the body - wing 1.
Самое главное, что конструкция JIA с крылом 2 или с крыльямиMost importantly, the JIA design with wing 2 or with wings
13, 2, 14 внутри и/или снаружи корпуса 1 находится в активном воздушном потоке по всему внутреннему и/или внешнему периметру JIA. Воздушный поток в свою очередь, создает дополнительную подъемную силу, как бы увеличивая эффективное удлинение корпуса13, 2, 14 inside and / or outside of the housing 1 is in the active air flow throughout the inner and / or outer perimeter of the JIA. The air flow, in turn, creates additional lifting force, as if increasing the effective extension of the body
- крыла 1 и снижая индуктивное сопротивление при полете на малых скоростях, позволяет полностью использовать преимущества корпуса- wing 1 and reducing inductance when flying at low speeds, allows you to fully use the advantages of the hull
- крыла 1 круглого в плане (Применение продольной неустойчивости центра масс за фокусом корпуса 1, как у садящихся птиц, есть частичное решение проблемы. Нам удалось найти принципиально новое решение, исключающее недостатки существующих схем летательных аппаратов - безхвосток)- Wing 1 round in plan (The use of longitudinal instability of the center of mass behind the focus of the hull 1, as in birds sitting down, has a partial solution to the problem. We managed to find a fundamentally new solution that eliminates the disadvantages of existing aircraft designs - tailless)
Подъемная сила крыльев 13, 2, 14 и корпуса - крыла 1 возникает вследствие несимметричного обтекания его воздушным потоком. Это обтекание образуется в результате наличия несимметричного профиля или угла атаки, или одновременно двумя факторами.The lifting force of the wings 13, 2, 14 and the body - wing 1 occurs due to the asymmetric flow around its air flow. This flow is formed as a result of the presence of an asymmetric profile or angle of attack, or simultaneously by two factors.
Рассмотрим, к примеру, обтекание крыла 2 при положительном угле атаки. На фиг. 3 видно, что воздушный поток делится крылом 2 на два потока, которые обтекают нижнюю и верхнюю поверхности крыла 2. При этом струйки воздуха, обтекая верхнюю поверхность крыла 2, поджимаются и сечение их уменьшается. В соответствии с законом непрерывности струи скорость воздушного потока в струйках над верхней поверхностью крыла 2 увеличивается и становится больше скорости воздушного потока струек, обтекающих нижнюю поверхность крыла 2.Consider, for example, the flow around wing 2 at a positive angle of attack. In FIG. 3 shows that the air flow is divided by the wing 2 into two streams that flow around the lower and upper surfaces of the wing 2. In this case, the trickles of air flowing around the upper surface of the wing 2 are compressed and their cross section decreases. In accordance with the law of the continuity of the jet, the speed of the air flow in the streams above the upper surface of the wing 2 increases and becomes greater than the speed of the air flow of the streams flowing around lower wing surface 2.
В соответствии с законом Бернулли (чем больше скорость движения жидкости в сосуде, тем меньше давление, оказываемое жидкостью на стенки сосуда) давление на нижней поверхности крыла 2 будет больше, чем на верхней поверхности.In accordance with Bernoulli’s law (the greater the velocity of the liquid in the vessel, the lower the pressure exerted by the liquid on the walls of the vessel) the pressure on the lower surface of the wing 2 will be greater than on the upper surface.
Вспомним также, что всякое тело, двигаясь в воздухе (или воздух обдувает тело, как в аэродинамической трубе, в нашем случаеRecall also that every body moving in the air (or air blows around the body, as in a wind tunnel, in our case
- это и есть летающая аэродинамическая труба), испытывает с его стороны воздействие в виде аэродинамической силы, которую можно выразить формулой: Ra = С Ra рV 2 S= С Ra q S, где- this is a flying wind tunnel), it experiences on its part in the form of an aerodynamic force, which can be expressed by the formula: Ra = С Ra рV 2 S = С Ra q S, where
22
С Ra - безразмерный коэффициент; р - плотность воздуха; V - скорость тела относительно воздушной среды; q - скоростной напор; S - некоторая характерная площадь тела .C Ra is a dimensionless coefficient; p is the density of air; V is the speed of the body relative to the air; q - velocity head; S is some characteristic area of the body.
При малых скоростях полета (V < 100м/с) коэффициент С RИ определяется только ориентацией тела относительно потока воздуха (углами скольжения) и числом Рейнольдса, учитывающим вязкость воздуха:At low flight speeds (V <100m / s), the coefficient C RI is determined only by the orientation of the body relative to the air flow (sliding angles) and the Reynolds number, taking into account the viscosity of the air:
Re = Vb / v, гдеRe = Vb / v, where
b - характерный линейный знак тела; v - кинематический коэффициент вязкости. Полная аэродинамическая сила раскладывается на подъемную силу Ya, направленную перпендикулярно вектору скорости набегающего потока и силу лобового сопротивления Xa. Подъемная сила и лобовое сопротивление определяются как Ya = Суa q S, Xa = Схa q S, где S - площадь крыла в плане;b is the characteristic linear sign of the body; v is the kinematic coefficient of viscosity. The total aerodynamic force is decomposed into a lifting force Ya directed perpendicular to the free-stream velocity vector and drag force Xa. Lift and drag are defined as Ya = Sua q S, Xa = Cha q S, where S is the wing area in the plan;
Суa, Схa - коэффициенты, соответственно называются коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления.Sua, Ska - coefficients, respectively, are called the coefficients of lifting force and drag.
Отношение величины подъемной силы к величине лобового сопротивления (или их коэффициентов)The ratio of the magnitude of the lifting force to the value of drag (or their coefficients)
Ya = Суa = к Xa Схa - называется аэродинамическим качеством. Максимальное значение аэродинамического качества (Kмаx) является мерой аэродинамического совершенства.Ya = Sua = to Xa Ska - called aerodynamic quality. The maximum value of aerodynamic quality (K max ) is a measure of aerodynamic perfection.
Как уже рассматривалось, коэффициент подъемной силы Cy по своей физической сущности представляет собой безразмерную величину, приходящуюся на единицу площади крыла 13, 2, 14, 1, отнесенную к единице скоростного напора.As already considered, the coefficient of lift Cy in its physical essence is a dimensionless quantity per unit area of the wing 13, 2, 14, 1, referred to the unit of velocity head.
Величина Cy характеризует степень использования площади крыла 13, или 2, или 14 и корпуса 1 и скоростного напора для создания подъемной силы. Подъемная сила крыльев 13, 2, 14 и корпуса 1 возрастает с увеличением его площади. Увеличение площади крыла для скоростных самолетов крайне ограничены - мы же решили эту задачу, разместив обдуваемые крылья 13, 2, 14 внутри и/или снаружи корпуса 1, выполненные с возможностью создания максимальной подъемной силы ЛА.The value of Cy characterizes the degree of use of the wing area 13, or 2, or 14 and the body 1 and the pressure head to create lift. The lifting force of the wings 13, 2, 14 and the housing 1 increases with an increase in its area. The increase in the wing area for high-speed aircraft is extremely limited - we solved this problem by placing the blown wings 13, 2, 14 inside and / or outside the body 1, made with the possibility of creating the maximum lift force of the aircraft.
Крылья 13, 2, 14, находясь внутри воздушных каналов верхнейWings 13, 2, 14, being inside the upper air channels
10 и средней 11 секций под заданными углами атаки при работающих силовых установках 4,5 или 4, 6 создают максимальную подъемную силу вне зависимости от пространственного положения ЛА, ошибок в пилотировании или сложных условий полета или взлета и посадки, их выход на закритические углы атаки конструктивно и функционально невозможен.10 and an average of 11 sections at predetermined angles of attack with operating power plants of 4.5 or 4, 6 create maximum lift regardless of the spatial position of the aircraft, errors in piloting or difficult flight or take-off and landing conditions, their access to supercritical angles of attack is structurally and functionally impossible.
В случае, когда JIA необходимо закамуфлировать, корпус 1 выполняют в виде закамуфлированного объекта, например в виде дома, беседки, стога сена и т.п.In the case when the JIA needs to be camouflaged, the housing 1 is made in the form of a camouflaged object, for example, in the form of a house, gazebo, haystack, etc.
Предлагаемый JIA дополнительно содержит кабину пилота 15, расположенную внутри или снаружи корпуса 1 и выполненную с возможностью отстыковки от корпуса 1 и осуществления самостоятельного полета. В случае отстыковки от корпуса 1 кабина пилота 15 используется в качестве самостоятельного мини - летательного аппарата и также содержит мини- двигатель с винтом или мини-турбину (на фиг. не показано), мини-диск - маховик 16, аналогичный конструкции диска-маховика 3, гидромотор (на фиг. не показано), а роль рулей управления по тангажу и крену выполняют элевоны 17, (Фиг. 2) - в виде отклоняемой хвостовой части крыла кабины пилота 15,( применяемая на самолетах, не имеющих хвостового горизонтального оперения) и рулей управления по направлению (на фиг. не показано). В случае, когда кабина пилота 15 расположена на корпусе 1, возникающая несиммертичность обтекания из-за вращения кабины пилота 15 вместе с корпусом 1, парируется положением рулей управления 7 по тангажу и крену, расположенных по всему внутреннему периметру корпуса 1 и продублированных струйными и щелевыми соплами 9 (фиг. 4), сжатый воздух к которым подается от воздушного компрессора или из резервной системы.The proposed JIA further comprises a cockpit 15 located inside or outside of the housing 1 and configured to undock from the housing 1 and carry out independent flight. In the case of undocking from the hull 1, the cockpit 15 is used as an independent mini-aircraft and also contains a mini-engine with a screw or a mini-turbine (not shown in Fig.), A mini-disk - flywheel 16, similar to the design of the flywheel 3 , a hydraulic motor (not shown in Fig.), and the elevons and roll control wheels are performed by elevons 17, (Fig. 2) - in the form of a deflectable tail section of the wing of the cockpit 15, (used on airplanes that do not have a horizontal tail) and rudders in the direction (in Fig. not in cauldron). In the case when the cockpit 15 is located on the housing 1, the asymmetrical flow around the rotation due to the rotation of the cockpit 15 together with the housing 1 is parried by the position of the steering wheels 7 in pitch and roll, located along the entire inner perimeter of the housing 1 and duplicated by jet and slot nozzles 9 (Fig. 4), to which compressed air is supplied from an air compressor or from a backup system.
В случае расположения пилотской кабины 15 внутри корпуса 1 или беспилотного JIA, то эти моменты в управлении JIA отсутствуют. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки работает следующим образом.In the case of the location of the pilot cockpit 15 inside the hull 1 or unmanned JIA, these moments are absent in the JIA control. Vertical takeoff and landing aircraft working in the following way.
Осуществляют запуск силовой установки JlA на крыльях большого удлинения 13, 2, 14 находящихся в скоростном высоконапорном потоке воздуха.The JlA power plant is launched on wings of large elongation 13, 2, 14 located in a high-speed high-pressure air stream.
Для предотвращения преждевременного отрыва JIA нижнее кольцо - элевон 7 отклоняют вверх. При взлете нижнее кольцо - элевон 7 возвращается в исходное положение и JTA взлетает. В случае, если JIA имеет максимальную загрузку (груз), то одновременно с возвращением в исходное положение нижнего кольца - элевона 7, отклоняется вниз верхнее кольцо - элевон 7, тем самым, за счет отбрасывания воздушной массы вниз, создается дополнительная подъемная сила.To prevent premature separation of the JIA, the lower ring - elevon 7 is tilted up. When taking off the bottom ring - elevon 7 returns to its original position and the JTA takes off. In the event that the JIA has a maximum load (load), then simultaneously with the return to the initial position of the lower ring - elevon 7, the upper ring - elevon 7 deviates down, thereby creating additional lifting force due to dropping the air mass down.
Управление по курсу осуществляют с помощью рулей направления 8, расположенными в средней секции 11 по всему внутреннему периметру корпуса 1, Находясь в воздушном канале средней секции 11, обдуваемые скоростным потоком воздуха, создаваемым работающими силовыми установками 4, 5 или 4, 6, рули управления по направлению 8 имеют максимальную эффективность на любом этапе полета и позволяют осуществлять вращение JIA вокруг своей вертикальной оси не только во время взлета и посадки, но и во время горизонтального полета. Так как их количество может достигать несколько десятков, то выход из строя некоторого количества никак не скажется на эффективности управления JIA. При переходе на режим горизонтального полета ЛА для создания направленного вектора тяги кольца - элевона 7 смыкаются друг с другом, перекрывая при этом любой сектор воздушного канала между верхней 10 и нижней 12 секциями корпуса. Превращая противоположный сектор кольца - элевона 7 в щелевое сопло 9. Причем угол смыкания к точке соприкосновения колец - элевонов 7 может меняться в зависимости от условий полета на 360 градусов в любом направлении, совершая оборот вокруг периметра JIA за время менее одной секунды. Совмещение функций рулей управления 7 по тангажу и крену с функциями управления вектором тяги придает JIA вместе с системой управления по направления 8 максимальную маневренность.Control of the course is carried out using rudders 8, located in the middle section 11 around the entire inner perimeter of the housing 1. Being in the air channel of the middle section 11, are blown by the high-speed air flow created by the operating power plants 4, 5 or 4, 6, direction 8 have maximum efficiency at any stage of the flight and allow JIA to rotate around its vertical axis not only during takeoff and landing, but also during horizontal flight. Since their number can reach several tens, the failure of a certain amount will not affect the efficiency of JIA management. When switching to the horizontal flight mode of the aircraft to create a directional thrust vector, the rings of the elevon 7 close to each other, overlapping any sector of the air channel between the upper 10 and lower 12 sections of the hull. Turning the opposite sector of the ring - elevon 7 into a slotted nozzle 9. Moreover, the angle of closure to the contact point of the rings - elevon 7 can vary depending on flight conditions 360 degrees in any direction, making a revolution around the perimeter of the JIA in less than one second. The combination of the pitch and roll control functions of the steering wheels 7 with the thrust vector control functions gives the JIA, together with the control system in direction 8, maximum maneuverability.
В профилированных кольцах - элевонах 7 размещены по всему периметру струйные и/или щелевые сопла 9 (Фиг.4), выполняющие функции вспомогательной и дублирующей системы управления JIA. При сомкнутых кольцах - элевонах 7 с их внешней стороны открываются резервные воздушные каналы. Во время взлета, для предотвращения преждевременного отрыва JIA, скоростной высоконапорный поток воздуха, вырывающийся по всему периметру JIA в горизонтальном направлении, с помощью рулей управления 7 отклоняют вверх, что создает реактивный момент, частично уравновешивающий величину подъемной силы. Отклонение воздушной струи и/или потока вверх и возникновение при этом рециркуляции воздуха в условиях без аэродромной эксплуатации JIA препятствует, к примеру, нарушению снежного или травяного покрова.In the profiled rings - elevons 7 are located around the entire perimeter of the jet and / or slot nozzles 9 (Figure 4), which perform the functions of an auxiliary and backup control system JIA. With closed rings - elevons 7, backup air channels open from their outer side. During take-off, to prevent premature separation of the JIA, the high-speed high-pressure air flow escaping along the entire perimeter of the JIA in the horizontal direction is deflected up with the help of the control wheels 7, which creates a reactive moment, partially balancing the magnitude of the lifting force. Deviation of the air stream and / or upward flow and the occurrence of air recirculation under conditions without JIA aerodrome operation prevents, for example, disturbance of snow or grass cover.
В случае выхода JIA на дозвуковые и сверхзвуковые скорости воздушные каналы корпуса 1 перекрываются по всему периметру, кроме каналов для забора воздуха и истечения газов. В случае, если JIA имеет, по меньшей мере, одно крыло 2, расположенное снаружи, то оно убирается вовнутрь корпуса 1.In case JIA reaches subsonic and supersonic speeds, the air channels of the housing 1 are blocked along the entire perimeter, except for the channels for air intake and gas outflow. In the event that the JIA has at least one wing 2 located outside, then it is removed inside the body 1.
В случае, когда крыло 2 расположено снаружи корпуса 1 с возможностью демпфирования от возможных соприкосновений с препятствиями (деревьями, зданиями и т.п.), то оно подпружинено. Вертикальную посадку осуществляют с помощью рулей управления 7, снижая скорость горизонтального полета до нуля. С помощью нижнего кольца - элевона 7, которое отклоняется вверх на заданную величину, а также за счет уменьшения оборотов силовой установки 4, 5 или 4, 6. Посадка JIA возможна на любую неподготовленную поверхность, в том числе на воду.In the case when the wing 2 is located outside the casing 1 with the possibility of damping from possible contact with obstacles (trees, buildings, etc.), then it is spring-loaded. Vertical landing using rudders control 7, reducing the speed of horizontal flight to zero. Using the lower ring - elevon 7, which deviates upward by a predetermined amount, and also by reducing the speed of the power plant 4, 5 or 4, 6. JIA landing is possible on any unprepared surface, including water.
При приводнении на водную поверхность JTA может быстро погрузится на заданную глубину. Для этого в нижней секции 12 открываются регулирующие устройства дистанционного управления и вода начинает заполнять дифферентные полости, расположенные диагонально относительно друг друга по периметру JIA. Кабина пилота 15 выполнена герметичной. При достижении заданной глубины запорные устройства дистанционного управления в корпусе 1 закрываются, тем самым перекрывают доступ в дифферентные емкости забортной воды и выпуск воздуха.When splashed to a water surface, the JTA can quickly sink to a given depth. To do this, in the lower section 12, the remote control regulating devices are opened and the water begins to fill the trim cavities located diagonally relative to each other around the perimeter of the JIA. The cockpit 15 is sealed. Upon reaching a predetermined depth, the remote control locking devices in the housing 1 are closed, thereby blocking access to the trim tanks of the sea water and the air outlet.
В случае подводного положения JIA управление движением JIA под водой и всплытием осуществляется как из кабины пилота 15, так и из грузо-пассажирского отсека. Кабина пилота 15 и грузо- пассажирский отсек загерметизированы. Для подводного передвижения JIA применяется дизель 18 малой мощности, работающий на воздушно-газовой смеси, находящейся под давлением в баллонах, изготовленных из композитных материалов и, представляющих собой, часть силовой конструкции нижней секции 12.In the case of the JIA underwater position, the JIA movement under water and ascent is controlled both from the cockpit 15 and from the cargo-passenger compartment. The cockpit 15 and the cargo / passenger compartment are sealed. For underwater movement of the JIA, a low-power diesel engine 18 is used, operating on an air-gas mixture under pressure in cylinders made of composite materials and representing a part of the power structure of the lower section 12.
JIA имеет возможность погружаться и передвигаться под водой. Для быстрого всплытия на поверхность используется тот же принцип создания подъемной силы, что и на взлетно- посадочных режимах, с той лишь разницей, что обороты силовой установки 4, 5 или 4,6, в этом случае могут составить лишь несколько десятков оборотов в минуту, где в качестве привода используется дизель 18 малой мощности, работающий на воздушно- газовой смеси, которая находится под давлением в баллонах, изготовленных из композитных материалов и являющихся частью силового каркаса корпуса 1.JIA has the ability to dive and move underwater. For quick ascent to the surface, the same principle of creating lifting force is used as in take-off and landing modes, with the only difference being that the revolutions of the power plant are 4, 5 or 4.6, in this case they can be only several tens of revolutions per minute, where a low-power diesel engine 18 is used, which is powered by an air-gas mixture, which is under pressure in cylinders made of composite materials and which are part of the power frame of the housing 1.
При определенных условиях передвижения под водой, а также полетных условий, верхняя секция 10 и нижняя секция 12 могут полностью или частично, поочередно или одновременно, для уменьшения, в частности, лобового сопротивления, перекрывать воздушные каналы верхней 10 и средней 11 секций под любым или нулевым углом друг к другу, при этом кольца-элевоны 7, выполняющие функции рулей управления по тангажу, крену и вектору тяги, расширяют диапазон возможностей JIA.Under certain conditions of movement under water, as well as flight conditions, the upper section 10 and lower section 12 can completely or partially, alternately or simultaneously, to reduce, in particular, drag, block the air channels of the upper 10 and middle 11 sections under any or zero angle to each other, while the elevon rings 7, which act as steering wheels for pitch, roll and traction vector, expand the range of capabilities of the JIA.
В случае отказа дизеля 18 при всплытии из - под воды, находящаяся под давлением воздушно - газовая смесь через мини турбину приводит во вращение вентиляторную установку 5 или непосредственно используется для продувки балласта. Как дублирующая систему управления в виде рулей управления по направлению, по тангажу и крену 7, в полете используется воздушно - газовая смесь, находящаяся под давлением в баллонах, в случае выхода из строя силовых установок 4,5 или 4,6, а также для раскрутки через гидромотор диска- маховика 3.In the event of a diesel engine 18 failure when it emerges from under the water, the pressurized air-gas mixture through a mini-turbine drives the fan unit 5 into rotation or is directly used to purge the ballast. As a backup control system in the form of rudders in direction, pitch and roll 7, in flight an air-gas mixture is used, which is under pressure in the cylinders, in case of failure of the power plants 4,5 or 4,6, as well as for promotion through the flywheel disk hydraulic motor 3.
При выходе в полете силовых установок 4,5 или 4,6, из строя, можно управлять JIA, зная о его аэродинамических особенностях, взаимным расположением относительно друг друга верхней 10 и нижней 12 секций за счет возникающего в этом случае несимметричного обтекания самого JIA, и резервной системы управления по направлению, тангажу и крену, посредством использования, находящейся под давлением в баллонах газо - воздушной смеси. В случае использования в JIA силовых установок в виде, например, турбореактивных двигателей, то при выходе JIA на околозвуковые или сверхзвуковые скорости крылья 13,2, выполненные в виде замкнутой формы или разомкнутой формы (разделенные на сектора), имеют возможность полностью или частично (по секторам) убираться в специальную нишу 19, регулируемый зазор между средней 11 и верхней 10 секциями корпуса 1 превращается в заборное устройство, а в средней секции 11 превращается в щелевидные сопла 9. Для этого верхняя секция 10 и нижняя секция 12 имеют возможность полностью или частично, поочередно или одновременно, перекрывать воздушные каналы средней 11 и верхней 10 секций под углом друг к другу, при этом кольца - элевоны 7 расширяют диапазон возможностей JIA, например, вектор тяги можно изменять мгновенно на противоположный для экстренного торможения при выполнении того или иного маневра. При работающей силовой установке 4,5 или 4,6, создается разряжение воздуха над верхней поверхностью корпуса 1, что ведет к возникновению дополнительной подъемной силы.If the power plants fail in flight 4.5 or 4.6, it is possible to control the JIA, knowing its aerodynamic features, the relative position of the upper 10 and lower 12 sections relative to each other due to the asymmetrical flow around the JIA itself, and a backup control system in direction, pitch and roll, through the use of pressurized gas - air mixture cylinders. In case of use in JIA power plants in in the form of, for example, turbojet engines, then when the JIA reaches transonic or supersonic speeds, the wings 13.2, made in the form of a closed shape or open shape (divided into sectors), can fully or partially (by sectors) be removed into a special niche 19, the adjustable gap between the middle 11 and the upper 10 sections of the housing 1 turns into a intake device, and in the middle section 11 it turns into slit-shaped nozzles 9. For this, the upper section 10 and the lower section 12 are able to fully or partially, alternately or neous, overlap the air channels 11 and the upper middle section 10 at an angle to each other, wherein the ring - elevons 7 extend JIA capacity range, for example, the thrust vector can be varied instantaneously in opposite to emergency braking when performing a particular maneuver. With a working power plant of 4.5 or 4.6, an air pressure is created above the upper surface of the housing 1, which leads to the appearance of additional lifting force.
Система управления в виде рулей управления 7 по тангажу и крену совмещена с функциями управления вектора тяги и представляет собой два профилированных кольца - элевона 7, расположенных, например, в верхней 10 и нижней 12 секциях по всему внутреннему периметру корпуса 1. Кольца- элевона 7 могу работать автономно независимо друг от друга или синхронно для создания направленного вектора тяги.The control system in the form of pitch and roll control rudders 7 is combined with thrust vector control functions and consists of two profiled rings - elevon 7, located, for example, in the upper 10 and lower 12 sections around the entire inner perimeter of the housing 1. Elevon rings 7 can work independently independently or synchronously to create a directional thrust vector.
Предлагаемое техническое решение имеет принципиально новую конструкцию JIA с использованием корпуса 1 выполненного, например, в виде крыла малого удлинения - дископлана.The proposed technical solution has a fundamentally new design of the JIA using the body 1 made, for example, in the form of a wing of small elongation - discoplane.
В этом случае корпус - крыло 1 позволяет выполнить полет при больших, чем обычные, углах атаки, и его характерная особенность - срыв потока у корпуса - крыла 1 затягивается до углов 45 градусов (Cy MaX). Вихревая пространственная система индуцирует на верхней поверхности корпуса - крыла 1 вдоль хорд дополнительную скорость, от чего возрастает разряжение, а, следовательно, и дополнительная подъемная сила, которая с избытком компенсирует потери от местных срывов потока вдоль боковых и передних кромок. Такой аэродинамический эффект у корпуса - крыла 1 усиливается с увеличением угла атаки. В связи с этим корпус - крыло 1 предлагаемого устройства не имеет тенденции сваливания на «кpылo», не срывается в штопор, что гарантирует, в свою очередь, медленное и безопасное снижение, аналогичное снижению на парашюте. При взлетно - посадочных режимах корпус - крыло круглое в плане 1 создает мощный эффект воздушной подушки, то есть пока естественным образом JIA не погасит свою скорость до посадочной, он не сможет приземлиться, что влияет на безопасность полета и на маневренность JIA.In this case, the body - wing 1 allows you to perform a flight at larger than normal angles of attack, and its characteristic feature is stall at the body - wing 1 is delayed to angles of 45 degrees (Cy MaX ). A vortex spatial system induces additional velocity along the chords along the chords, which increases the pressure, and, consequently, additional lifting force, which more than compensates for losses from local stalls along the lateral and leading edges. Such an aerodynamic effect in the body - wing 1 increases with increasing angle of attack. In this regard, the body - wing 1 of the proposed device has no tendency to stall, does not break in a tailspin, which in turn guarantees a slow and safe decrease, similar to a decrease in a parachute. Under takeoff and landing modes, the hull - wing, round in plan 1, creates a powerful air cushion effect, that is, until the JIA naturally extinguishes its speed before landing, it will not be able to land, which affects the flight safety and JIA maneuverability.
Немаловажным преимуществом предлагаемого устройства является и то обстоятельство, что финансовые затраты уменьшаются на величину, пропорциональную примерно третьей степени размаха корпуса - крыла 1, а отсутствие горизонтального оперения, как самостоятельного агрегата ведет к уменьшению финансовых затрат еще на 10-15%.An important advantage of the proposed device is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of the wingspan — wing 1, and the absence of horizontal tail as an independent unit leads to a decrease in financial costs by another 10-15%.
Следует отметить, что вообще горизонтальное оперение необходимо неманевренному сверхзвуковому самолету, главным образом при больших углах атаки (взлет, посадка, выход из срыва и т.п.) В крейсерском полете - функции горизонтального оперения с успехом могут выполнять закрылки-элевоны. Однако при взлете и посадке самолет схемы «бeзxвocткa» уступает самолету нормальной схемы, так как крыло безхвостового самолета не допускает механизации. Из условий продольной балансировки крыла его задняя кромка на наивыгоднейшем режиме полета, то есть на скорости, соответствующей минимальной скорости снижения, должна быть приподнята к верху. Это ведет к уменьшению коэффициента балансированной подъемной силы и соответственно к увеличению скорости полета. Предлагаемая конструкция JIA решает эту задачу.It should be noted that generally horizontal plumage is necessary for a non-maneuverable supersonic aircraft, mainly at large angles of attack (take-off, landing, exit from a breakdown, etc.) In cruise flight, elevation flaps can successfully perform horizontal tail functions. However, during take-off and landing, the aircraft of the “back-to-back” scheme is inferior to the aircraft of the normal scheme, since the wing of the tailless aircraft does not allow mechanization. From the conditions of longitudinal wing balancing, its trailing edge in the most favorable flight mode, that is, at a speed corresponding to the minimum rate of descent, should be raised to the top. This leads to a decrease in the coefficient of balanced lifting force and, accordingly, to an increase in flight speed. The proposed JIA design solves this problem.
Предлагаемая конструкция JlA может быть использовано для перевозки грузов и пассажиров, для опыления садов и полей, для охраны лесов и заповедников, как скорая помощь в труднодоступных районах, как спортивный, учебно - тренировочный аппарат.The proposed JlA design can be used for transportation of goods and passengers, for pollination of gardens and fields, for the protection of forests and reserves, as an ambulance in hard-to-reach areas, as a sports, educational and training apparatus.
Предлагаемая конструкция JIA позволяет обеспечить высокую маневренность за счет вращения JIA вокруг вертикальной оси не только во время взлета и посадки, но и во время горизонтального полета, а также за счет изменения вектора тяги в диапазоне 360°, а также за счет создания на крыле или крыльях, находящихся в воздушных каналах корпуса, максимальной подъемной сили вне зависимости от пространственного положения JIA, ошибок в пилотировании или сложных метеорологических условий, их выход на закритические углы атаки конструктивно и функционально невозможны, что позволяет совершать полеты в труднодоступных местах, среди деревьев, в городе, в горах и т. д.The proposed JIA design allows for high maneuverability due to the rotation of the JIA around the vertical axis not only during take-off and landing, but also during horizontal flight, as well as by changing the thrust vector in the range of 360 °, as well as by creating on the wing or wings located in the air channels of the hull, maximum lifting force, regardless of the spatial position of the JIA, errors in piloting or difficult weather conditions, their output at supercritical angles of attack is structurally and functionally possible that allows to fly in tight spaces, the trees in the city, in the mountains and so on. d.
Более того предлагаемая конструкция JIA для достижения абсолютной устойчивости по тангажу и крену во время взлетно- посадочных режимов, а также при большой турбулентности атмосферного воздуха, для обеспечения безопасности полета, используется в том числе, гироскопический эффект диска - маховика 3, выполненного из сверх легких материалов. Для создания гироскопического эффекта - кариолисовой силы подается незамерзающая жидкость, которая, в свою очередь, на любом этапе полета JIA имеет возможность быть мгновенно спущена через электромагнитные клапаны дистанционного управления, расположенные по периметру диска - маховика 3. В случае выхода силовых установок 4,5 или 4,6, из строя, используется кинетическая энергия диска - маховика 3, а в случае выхода системы управления 7, 8 используют привод от воздушной турбины, работающей на воздушно - газовой смеси, находящейся под давлением в баллонах.Moreover, the proposed JIA design for achieving absolute pitch and roll stability during takeoff and landing modes, as well as for high atmospheric air turbulence, to ensure flight safety, also uses the gyroscopic effect of a flywheel disk 3 made of super lightweight materials . To create a gyroscopic effect - the karyolis force, an anti-freezing fluid is supplied, which, in turn, at any stage JIA has the ability to be instantly released through remote control solenoid valves located around the perimeter of the flywheel disk 3. In the event of a power plant 4.5 or 4.6 failure, the kinetic energy of the disk is flywheel 3, and in the event of a system outage Controls 7, 8 use a drive from an air turbine operating on an air-gas mixture under pressure in cylinders.
Немаловажным преимуществом предлагаемой конструкция ЛА является и то обстоятельство, что финансовые затраты уменьшаются на величину, пропорциональную примерно третьей степени размаха крыла, а отсутствие горизонтального оперения, как самостоятельного агрегата ведет к уменьшению финансовых затрат еще на 10-15%.An important advantage of the proposed design of the aircraft is the fact that financial costs are reduced by an amount proportional to about the third degree of wing span, and the absence of horizontal tail as an independent unit leads to a reduction in financial costs by another 10-15%.
Конструкция JlA, предусматривающая расположение крыла (крыльев) внутри и/или снаружи корпуса позволяет многократно увеличить обдуваемую площадь крыла (крыльев), вследствие чего подъемная сила JIA увеличивается кратно площади крыла (крыльев).The JlA design, which provides for the location of the wing (s) inside and / or outside the hull, allows to increase the inflated area of the wing (s) many times, as a result of which the JIA lifting force increases by a multiple of the wing (s) area.
Конструкция JIA позволяет его эксплуатацию в без аэродромных условиях, в любых климатических условиях и в любое время суток.The JIA design allows its operation in aerodrome-free conditions, in any climatic conditions and at any time of the day.
Отсутствие в ЛА вращающихся и отклоняющихся частей, расположенных на корпусе, повышает безопасность полета и маневренность. The absence of rotating and deflecting parts located on the hull in the aircraft increases flight safety and maneuverability.

Claims

ФОРМУЛА FORMULA
1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий корпус обтекаемой формы, по меньшей мере, одно крыло, выполненное в виде кольца, расположенное внутри и/или снаружи корпуса, внутри корпуса расположены маховик в виде полого диска, снабженный клапанами дистанционного управления, силовая установка, состоящая, по меньшей мере, из одного двигателя и, по меньшей мере, из одного вентиляторного устройства или турбовентиляторного двигателя и эжекторного устройства, система управления, состоящая из рулей управления по направлению, по вектору тяги, по крену и тангажу, выполненных в виде профилированных колец и расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса.1. Aircraft of vertical take-off and landing, comprising a streamlined body, at least one wing made in the form of a ring located inside and / or outside the body, a flywheel in the form of a hollow disk, equipped with remote control valves, is located inside the body consisting of at least one engine and at least one fan device or a turbofan engine and an ejector device, a control system consisting of rudders in the direction according to the thrust vector, roll and pitch, made in the form of profiled rings and located symmetrically relative to each other and the axis of the body.
2. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что корпус обтекаемой формы содержит одну или несколько секций.2. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the streamlined body contains one or more sections.
3. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что профилированные кольца дополнительно снабжены струйными и/или щелевыми соплами.3. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the shaped rings are additionally equipped with jet and / or slot nozzles.
4. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что профилированные кольца дополнительно снабжены шторками - щитками. 4. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the profiled rings are additionally equipped with shutters - shields.
5. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что крыло выполнено с большим удлинением с профилем максимального аэродинамического качества, определяемом по формуле K= Су/Сх = 45-65.5. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the wing is made with great elongation with a profile of maximum aerodynamic quality, determined by the formula K = Su / Cx = 45-65.
6. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что крыло, выполненное в виде кольца, имеет в плане форму круга, а в сечение имеет профиль крыла.6. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the wing, made in the form of a ring, has the plan is the shape of a circle, and the section has a wing profile.
7. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что крыло, выполненное в виде кольца, имеет в плане форму овала, а в сечение имеет профиль крыла.7. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the wing, made in the form of a ring, has an oval shape in plan and has a wing profile in cross section.
8. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что крыло, выполненное в виде кольца, имеет в плане форму многогранника, а в сечение имеет профиль крыла.8. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the wing, made in the form of a ring, has a polyhedron shape in plan and has a wing profile in cross section.
9. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен кабиной пилота, расположенной внутри или снаружи корпуса и выполненной с возможностью отстыковки от корпуса и осуществления самостоятельного полета.9. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that it is additionally equipped with a cockpit located inside or outside the hull and made with the possibility of undocking from the hull and carrying out independent flight.
10. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающийся тем, что корпус дополнительно снабжен регулирующими устройствами дистанционного управления, расположенными по периметру в нижней части корпуса.10. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the hull is further provided with remote control regulating devices located around the perimeter in the lower part of the hull.
11. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 10, отличающийся тем, что регулирующие устройства дистанционного управления представляет собой задвижки дистанционного управления.11. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 10, characterized in that the remote control regulating devices are remote control valves.
12. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 10, отличающийся тем, что регулирующие устройства дистанционного управления представляет собой клапаны дистанционного управления.12. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 10, characterized in that the remote control regulating devices are remote control valves.
13. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки по п. 10, отличающийся тем, что регулирующие устройства дистанционного управления представляет собой кинстоны дистанционного управления. 13. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 10, characterized in that the remote control regulating devices are remote control kinstons.
PCT/RU2008/000677 2008-10-31 2008-10-31 Vertical take-off and landing aircraft WO2010050839A1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2008/000677 WO2010050839A1 (en) 2008-10-31 2008-10-31 Vertical take-off and landing aircraft
DE112008004054T DE112008004054T5 (en) 2008-10-31 2008-10-31 Aircraft for vertical takeoff and landing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2008/000677 WO2010050839A1 (en) 2008-10-31 2008-10-31 Vertical take-off and landing aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010050839A1 true WO2010050839A1 (en) 2010-05-06

Family

ID=42129028

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2008/000677 WO2010050839A1 (en) 2008-10-31 2008-10-31 Vertical take-off and landing aircraft

Country Status (2)

Country Link
DE (1) DE112008004054T5 (en)
WO (1) WO2010050839A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103419936A (en) * 2013-08-20 2013-12-04 张可文 Disc aircraft
CN105831053A (en) * 2016-03-21 2016-08-10 王钧丰 Plant protection machine and control system therefor
CN111661331A (en) * 2020-06-22 2020-09-15 中国民航大学 Unmanned aerial vehicle of variable mode ring wing duct

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3785592A (en) * 1971-10-04 1974-01-15 K Kerruish Vtol aircraft
WO1996007586A1 (en) * 1994-09-06 1996-03-14 Vass Gabor I Circular wing aircraft
RU2089458C1 (en) * 1995-01-11 1997-09-10 Владимир Иванович Воронов Vertical takeoff and landing flying vehicle
US20020125366A1 (en) * 2000-09-19 2002-09-12 Americo Salas Flying vehicle of inverse sustentation (FVIS)

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3785592A (en) * 1971-10-04 1974-01-15 K Kerruish Vtol aircraft
WO1996007586A1 (en) * 1994-09-06 1996-03-14 Vass Gabor I Circular wing aircraft
RU2089458C1 (en) * 1995-01-11 1997-09-10 Владимир Иванович Воронов Vertical takeoff and landing flying vehicle
US20020125366A1 (en) * 2000-09-19 2002-09-12 Americo Salas Flying vehicle of inverse sustentation (FVIS)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103419936A (en) * 2013-08-20 2013-12-04 张可文 Disc aircraft
CN105831053A (en) * 2016-03-21 2016-08-10 王钧丰 Plant protection machine and control system therefor
CN111661331A (en) * 2020-06-22 2020-09-15 中国民航大学 Unmanned aerial vehicle of variable mode ring wing duct
CN111661331B (en) * 2020-06-22 2023-01-24 中国民航大学 Unmanned aerial vehicle of variable mode ring wing duct

Also Published As

Publication number Publication date
DE112008004054T5 (en) 2013-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11485472B2 (en) Fluid systems that include a co-flow jet
RU2440916C1 (en) Aircraft in integral aerodynamic configuration
US10427784B2 (en) System and method for improving transition lift-fan performance
RU2012512C1 (en) Hybrid flying vehicle
US6918244B2 (en) Vertical takeoff and landing aircraft propulsion systems
AU2003216050B2 (en) An aircraft internal wing and design
US20070018034A1 (en) Thrust vectoring
CN105882959A (en) Aircraft capable of vertical takeoff
US20200055595A1 (en) Cruise efficient vertical and short take-off and landing aircraft
RU2349505C1 (en) Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft &#34;maxinio&#34; (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system
US5046685A (en) Fixed circular wing aircraft
US20160101852A1 (en) Annular ducted lift fan VTOL aircraft
CN105035306A (en) Jet-propelled flap lift augmentation joined wing system and aircraft thereof
WO2018059244A1 (en) Aircraft
US4202518A (en) Air-borne support and lift mechanism adapted to aircraft
CN108263619A (en) A kind of jet flow aircraft
RU2435707C2 (en) Vertical take-off and landing aircraft
RU2549588C2 (en) Vtol hydroplane and engine thrust vector deflector
RU2422309C1 (en) Combined flight vehicle
RU2127202C1 (en) Method of creating system of forces of aircraft of aeroplane configuration and ground-air amphibious vehicle for implementing this method
DE102007051993A1 (en) Aircraft, has circular wings arranged in air channels, where air is reduced over upper surfaces of upper sphere for forming additional buoyancy when ventilator system or turbo-blower system or other drive systems is operated
WO2010050839A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
RU64176U1 (en) HEAVY TRANSPORT PLANE
RU183800U1 (en) ROPE WING BEZRUKOV
CN2827873Y (en) Helicopter with airfoil fluidic fixing wing

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009134950

Country of ref document: RU

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08877815

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1120080040540

Country of ref document: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 08877815

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1