WO2011084081A1 - Комбинированный летательный аппарат - Google Patents
Комбинированный летательный аппарат Download PDFInfo
- Publication number
- WO2011084081A1 WO2011084081A1 PCT/RU2010/000355 RU2010000355W WO2011084081A1 WO 2011084081 A1 WO2011084081 A1 WO 2011084081A1 RU 2010000355 W RU2010000355 W RU 2010000355W WO 2011084081 A1 WO2011084081 A1 WO 2011084081A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- tunnel
- stabilizer
- air cushion
- lifting screw
- aircraft
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60V—AIR-CUSHION VEHICLES
- B60V3/00—Land vehicles, waterborne vessels, or aircraft, adapted or modified to travel on air cushions
- B60V3/08—Aircraft, e.g. air-cushion alighting-gear therefor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/38—Jet flaps
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Definitions
- the invention relates to the field of aviation, namely to aircraft (LA), taking off and landing using an air cushion vertically or as a regular airplane with take-off and run.
- LA aircraft
- the invention relates to the field of aviation, namely to aircraft (LA), taking off and landing using an air cushion vertically or as a regular airplane with take-off and run.
- This combined aircraft contains a disk-shaped body with a central tunnel, inside of which is installed a streamlined body with a rotor on its upper part, fastened to the walls with radial partitions of an aerodynamic profile, side wing consoles and tail unit with horizontal tail and two or more keels, mounted on the rear of the hull, propulsion system with pushing screws, air cushion landing bodies in the form of an inflatable torus balloon (landing torus) with fencing along the front and side parts of it in the form of wheel-ski supports installed on the lower surfaces of the hull, in the form of a planing surface under the pilot-passenger cabin and hydraulic wing in the back of the hull, rotary flaps installed at the entrance to the central tunnel, controls and stabilization in in the form of air rudders installed at the exit of the tunnel and in the form of jet rudders installed on horizontal plumage and wing consoles, and also in the form of elev
- the disadvantage of this aircraft is lateral instability (“felling”) during a lateral wind or maneuver (turn) at transitional (takeoff and landing) flight modes, which leads to a decrease in the operational properties of the aircraft.
- the technical problem to which the present invention is directed is the development of a combined aircraft with improved operational qualities that allow for a stable and controlled flight in all modes, especially on take-off and landing.
- the result is a technical result, which consists in reducing the mass of the structure, increasing reliability, increasing lift, as well as improving flight safety, especially if one of the main engines fails.
- the power plants can be made with a separate drive of the lift and two or more marching propellers (each from its own engine), or in the form of a single power plant with a gas drive of the lifting propeller from the engines - gas generators of the marching propeller-driven plants (VMUs) mounted on the pylons at the back hulls in the plane of the tail parts: keels and stabilizer.
- VMUs marching propeller-driven plants
- the entrance to the tunnel can be made in the form of a torus surface with a radius equal to or more than 0.25 of the radius of the lifting screw located in the tunnel, and the value of the cross-sectional area of the tunnel in the plane of the input collector the plane of rotation of the lifting screw is equal to or less than 0.3 of the size of the area of the supporting surface of the air cushion, limited by a torus cylinder with a flexible fence.
- This design allows to eliminate lateral instability and insufficient controllability during take-off and landing operation with a working propeller in the presence of crosswind and maneuver, since the aerodynamic ridges installed on the disk-shaped body from above and in front prevent the air flow from entering the tunnel from the side. This eliminates the shift of the center of the resultant aerodynamic lifting force to the side and, as a result, the occurrence of a heeling moment causing lateral instability and insufficient controllability.
- the placement of the marching VMFs on the rear of the hull on the pylons in the plane of the tail beams on which the keels are installed and in the plane of the stabilizer allows for full blowing of the tail unit with air flow from the screws, thereby ensuring controllability and stabilization at low takeoff and landing speeds and in case of failure of one from marching VMU.
- an input manifold with a radius that is equal to or greater than 0.25 of the radius of the lifting screw can significantly increase the lifting force on the disk-shaped housing with the working lifting screw due to a vacuum from above the housing over its larger area.
- an inlet manifold with a cross-sectional area of less than 0.3 of the area of the supporting surface of the air cushion also allows for an unchanged diameter of the lifting screw to significantly increase lift due to the greater efficiency of the air cushion when the aircraft is moving on an air cushion.
- FIG. 1 shows a combined aircraft - side view
- FIG. 2 combined aircraft - plan view
- FIG. 3 combined aircraft - front view
- FIG. 4 - a single power plant with a gas-driven lifting screw - side view
- FIG. 5 - a single power plant - top view.
- the combined aircraft contains a disk-shaped body 1 with a central tunnel 2, inside which a streamlined body 3 is installed with a lifting screw 4 on its upper part, fastened to the walls by radial partitions 5 of an aerodynamic profile, a pilot-passenger cabin 6, power plants with a separate drive for lifting 4 and two or more marching propellers 7 from each engine 8 or a single power plant with a gas-driven elevator propeller 4 from engines - gas generators 9 mid-flight VMDs located on pylons 10 at the back of the housing 1, hovercraft landing bodies in the form of an inflatable torus balloon 11 with a flexible guard 12 on its front and side parts, wheel-ski supports 13 and 14 under the lower surface of the aircraft, planing surface 15 under the pilot-passenger cabin 6 and hydraulic wing 6 at the back of the body 1, pivoting wings 17 installed at the entrance to the tunnel 2, controls and stabilization 18 installed at the exit of the tunnel 2, wing consoles 19, tail unit with stabilizer 20 and keels 21 installed on the rear of the housing 1, jet flaps 22
- a single gas-driven power plant contains two gas generator engines 9 with two propulsion propellers 7, propeller 4, connected by the ends of the blades 28 to the drive turbine 29, a gas manifold 30 integral with the inlet manifold 31 of the tunnel 2, gas ducts 32 connected with a gas generator 9, in which the rotary shutters 33 are placed in front of the free turbine 34, which is connected to the gearbox 35, designed to drive the propeller 7.
- the inlet manifold 31 is made in the form of a torus surface with b with a radius equal to or more than 0.25 of the radius of the lifting screw 4.
- the cross-sectional area of the tunnel 2 in the plane of the inlet manifold 31, in which the rotation plane of the lifting screw 4 is located is equal to or less than 0.3 of the supporting surface area of the air pillows limited by a torus cylinder 11 with a flexible guard 12.
- Aerodynamic ridges 27 restrict the flow of air into the tunnel 2 during maneuvering or crosswind, and thereby eliminate lateral instability or the so-called “felling” on takeoff or landing.
- the elevons 26 mounted on the stabilizer 20 provide, along with the ailerons (not shown in the drawing), additional lateral balancing on take-off or landing at low flight speeds, also due to the blowing of the elevons 26 with mid-flight screws 7.
- Inkjet flaps 22 and 23 along with elevators compensate for the large converging moment on housing 1 caused by operation lifting screw 4 in the tunnel 2, and thereby provide the necessary longitudinal balancing.
- the lifting screw 4 stops, the wings 17 close the tunnel 2, the cylinder H and the flexible guard 12 are removed, the necessary lifting force is created on the body 1 and wing consoles 19.
- planing surface 15 and the hydro wing 16 come into operation.
- the combined aircraft has a single power plant with a gas-driven elevator propeller 4 from the engine-gas generators 9 mid-flight VMFs, the power of which is sufficient for vertical take-off and landing.
- the rotary flaps 33 of the engines - gas generators 9 are rotated, supplying gas to a free turbine 34, which, with the help of a reducer 35, rotates the marching screw 7, as a result of which horizontal thrust and horizontal aircraft movement are created.
- the aerodynamic force on the wing consoles 19 and the body 1 increases and the reactive lifting force from the lift screw 4 decreases.
- the drive of the lift screw 4 is turned off by turning the shutters 33 to four-wheel drive of a free turbine 34 leading the propeller 7.
- the rotary flaps 17 completely close the tunnel 2.
- the transition of the vertical flight mode to horizontal can be carried out with climb and without it.
- Stabilization and control on the vertical take-off (landing), hovering and low speeds of transitional flight modes (from vertical to horizontal and vice versa) is carried out by means of control and stabilization elements 18 installed at the exit of tunnel 2 and the jet rudders 24 and 25 located on stabilizer 20 and wing consoles 19.
- the proposed combined aircraft is stable and controllable, both in flight and during take-off and landing on the ground, light-bearing soils, water due to increased lateral stability in the presence of aerodynamic ridges, longitudinal stability and controllability due to elevons and jet flaps and rudders, is also highly efficient by reducing the weight of the power plant design.
- a combined aircraft can be operated not only in the presence of prepared runways, but also in the absence of them, i.e. carry out aerodrome-free operation.
Abstract
Изобретение относится к летательным аппаратам на воздушной подушке. Летательный аппарат содержит дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, кабину, силовую установку с толкающими винтами, воздушную подушку в виде надувного торового баллона с гибким ограждением, колесно-лыжные опоры под корпусом, глиссирующую поверхность под кабиной и гидрокрыло сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе. На передней части дискообразного корпуса сверху с 2-х сторон тоннеля установлены продольные аэродинамические гребня. Изобретение направлено на обеспечение устойчивого и управляемого полета, повышение безопасности, увеличение подъемной силы и снижение массы конструкции.
Description
КОМБИНИРОВАННЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
Область техники
Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА), производящим взлет и посадку с использованием воздушной подушки вертикально или как обычный самолет с разбегом и пробегом.
Предшествующий уровень техники
Известен комбинированный летательный аппарат (патент U 2012512, опубликован 15.05.1994), содержащий дискообразный центроплан, внутри которого размещен вертикальный тоннель с открытыми входным и выходным отверстиями, в котором на удобообтекаемом теле установлен подъемный винт, снабженный системой изменения общего и циклического шага лопастей винта, причем площадь поперечного сечения тоннеля в плоскости вращения подъемного винта составляет 0,3-0,8 от площади воздушной подушки посадочного устройства, при этом входное отверстие тоннеля образовано торовой поверхностью, сопряженной с верхней поверхностью центроплана, боковые крылья, хвостовое оперение, выполненное в виде двух килей, размещенных на продольных хвостовых балках и пересекающего кили горизонтального стабилизатора, пилотско-пассажирскую кабину, посадочное устройство на воздушной подушке, охватывающее выход из тоннеля, единую силовую установку, состоящую из двух блоков двигателей, соединенных с помощью трансмиссии с подъемным винтом и двумя маршевыми винтами.
Данный комбинированный летательный аппарат (ЛА) обладает следующими недостатками:
- большим аэродинамическим сопротивлением и низкой несущей способностью центроплана, как на переходных режимах полета, так и в крейсерском полете из-за того, что входное и выходное отверстия тоннеля не имеют устройств для регулирования направления воздушного потока, проходящего через тоннель;
- неустойчивым движением на воздушной подушке, особенно по курсу, при взлете и посадке из-за отсутствия стабилизирующих элементов, например, дополнительного колесного или колесно-лыжного шасси, которые служат для удержания летательного аппарата на взлетно-посадочной полосе при ветровых нагрузках и маневрировании;
- недостаточная управляемость и стабилизация летательного аппарата на вертикальных переходных режимах полета из-за отсутствия дополнительных органов управления, а применение для этих целей подъемного винта, снабженного системой изменения общего и циклического шага, неэффективно, так как винт находится не в открытом воздушном потоке, а в затенении, в тоннеле;
- кроме того, единая силовая установка, состоящая из блоков двигателей и сложной механической трансмиссии требует больших затрат конструктивной массы, что приводит к низкой весовой отдаче летательного аппарата.
Указанные недостатки устранены в комбинированном летательном аппарате, раскрытом в патенте RU 2092381, опубликованном 10.10.1997. Данный комбинированный летательный аппарат (ЛА) содержит дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с несущим винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, боковые консоли крыла и хвостовое оперение с горизонтальным оперением и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса, силовую установку с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона (посадочного тора) с гибким ограждением по передней и боковым его частям в виде колесно-лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса, в виде глиссирующей поверхности под пилотско- пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в центральный тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля и в виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, и также в виде элевонов, установленных на горизонтальном оперении, а также струйные закрылки, установленные на задних кромках консолей крыла и корпуса.
Недостатком данного летательного аппарата является боковая неустойчивость («валежка») при боковом ветре или маневре (развороте) на переходных (взлетно- посадочных) режимах полета, что приводит к понижению эксплуатационны свойств аппарата.
Раскрытие изобретения
Технической задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является разработка комбинированного летательного аппарата с улучшенными
эксплуатационными качествами, позволяющими обеспечить устойчивый и управляемый полет на всех режимах, особенно на взлетно-посадочных.
В результате достигается технический результат, заключающийся в снижении массы конструкции, повышении надежности, увеличении подъемной силы, а также повышении безопасности полета, особенно при отказе одного из маршевых двигателей.
Указанный технический результат достигается тем, что комбинированный летательный аппарат, содержащий дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовую установку с толкающими винтами, органами приземления на воздушной подушке в виде надувного баллона с гибким ограждением по передней и боковым его частям и колесно-лыжных опор, глиссирующей поверхности под пилотско-пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации, установленные на выходе из тоннеля, крылевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крылевых консолей и корпуса, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе, дополнительно он снабжен двумя и более аэродинамическими гребнями, установленными на передней части дискообразного корпуса сверху с двух сторон тоннеля. При этом силовые установки могут быть выполнены с раздельным приводом подъемного и двух и более маршевых винтов (каждый от своего двигателя), или в виде единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта от двигателей - газогенераторов маршевых винтомоторны установок (ВМУ), установленных на пилонах сзади корпуса в плоскости частей хвостового оперения: килей и стабилизатора. Кроме того, вход в тоннель, входной коллектор, может быть выполнен в виде торовой поверхности с образующим радиусом, равным или более 0,25 величины радиуса подъемного винта, размещенного в тоннеле, причем величина площади поперечного сечения тоннеля в плоскости входного коллектора, в который размещена плоскость вращения подъемного винта, равна или меньше 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном с гибким ограждением.
U2010/000355
4
Такая конструкция позволяет устранить боковую неустойчивость и недостаточную управляемость на взлетно-посадочных режимах при работающем подъемном винте при наличии бокового ветра и маневра, так как установленные на дискообразном корпусе сверху и спереди аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока на входе в тоннель сбоку. Тем самым исключают смещение центра равнодействующей аэродинамической подъемной силы в сторону и, как следствие, возникновение момента крена, вызывающего боковую неустойчивость и недостаточную управляемость.
Применение силовых установок с раздельными приводами подъемного и маршевых винтов или применение единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта позволит значительно снизить массу конструкции силовых установок и повысит их надежность за счет исключения сложной трансмиссии: редукторов, валов, муфт и пр., характерной для силовых установок с механическим приводом подъемного и маршевого винтов.
Размещение маршевых ВМУ на задней части корпуса на пилонах в плоскости хвостовых балок, на которых установлены кили, и в плоскости стабилизатора позволяет обеспечить полную обдувку хвостового оперения воздушным потоком от винтов, тем самым обеспечить управляемость и стабилизацию на малых взлетно-посадочных скоростях и при отказе одного из маршевых ВМУ.
Применение входного коллектора с образующим его радиусом, равным или более 0,25 величины радиуса подъемного винта позволяет значительно увеличить подъемную силу на дискообразном корпусе при работающем подъемном винте за счет разряжения сверху корпуса на большей его площади. А применение входного коллектора с величиной поперечного сечения его площади менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки также позволяет при неизмененном диаметре подъемного винта значительно увеличить подъемную силу за счет большей эффективности воздушной подушки при движении летательного аппарата на воздушной подушке.
Краткое описание чертежей
Изобретение поясняется чертежами, где:
на фиг. 1 изображен комбинированный ЛА - вид сбоку;
на фиг. 2 - комбинированный ЛА - вид в плане;
на фиг. 3 - комбинированный ЛА - вид спереди;
на фиг. 4— единая силовая установка с газовым приводом подъемного винта - вид сбоку;
на фиг. 5 - единая силовая установка - вид сверху.
Вариант осуществления изобретения
Комбинированный ЛА содержит дискообразный корпус 1 с центральным тоннелем 2, внутри которого установлено удобообтекаемое тело 3 с подъемным винтом 4 на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками 5 аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину 6, силовые установки с раздельным приводом подъемного 4 и двух или более маршевых винтов 7 от каждого двигателя 8 или единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4 от двигателей - газогенераторов 9 маршевых ВМУ, размещенных на пилонах 10 сзади корпуса 1, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона 11 с гибким ограждением 12 по передней и боковым его частям, колесно- лыжных опор 13 и 14 под нижней поверхностью ЛА, глиссирующей поверхности 15 под пилотско-пассажирской кабиной 6 и гидрокрыла 6 сзади корпуса 1, поворотные створки 17, установленные на входе в тоннель 2, органы управления и стабилизации 18, установленные на выходе из тоннеля 2, крыльевые консоли 19, хвостовое оперение со стабилизатором 20 и килями 21, установленные на задней части корпуса 1, струйные закрылки 22 и 23, установленные на задних частях крыльевых консолей 19 и корпуса 1, струйные рули 24 и 25, установленные на стабилизаторе 20 и крыльевых консолях 19, элевоны 26, установленные на стабилизаторе 20, продольные аэродинамические гребни 27, установленные на передней части корпуса 1 сверху с двух сторон тоннеля 2.
Для осуществления вертикального взлета целесообразно применить единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4.
Единая силовая установка с газовым приводом содержит два двигателя- газогенератора 9 с двумя маршевыми винтами 7 толкающего типа, подъемный винт 4, соединенный концами лопастей 28 с приводной турбиной 29, газовый коллектор 30, выполненный заодно с входным коллектором 31 тоннеля 2, газоводы 32, соединенные с газогенератором 9, в котором размещены поворотные заслонки 33 перед свободной турбиной 34, которая соединена с редуктором 35, предназначенным для привода маршевого винта 7. Входной коллектор 31 выполнен в виде торовой поверхности с
б образующим радиусом, равным или более 0,25 величины радиуса подъемного винта 4. При этом величина площади поперечного сечения тоннеля 2 в плоскости входного коллектора 31 , в которой размещена плоскость вращения подъемного винта 4, равна или менее 0,3 величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном 11 с гибким ограждением 12.
Взлет с использованием воздушной подушки происходит следующим образом. С помощью компрессора (не показан) происходит наддув торового баллона 11 с одновременным выпуском по передней его части ограждения 12. Производится запуск подъемного винта 4 и выход на расчетную мощность, в результате чего подъемный винт 4 нагнетает воздушный поток в полость воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном 11 и гибким ограждением 12. Возникает наряду с реактивной подъемной силой от винта подъемная сила от воздействия воздушной подушки. Подъемная сила в целом становится значительно больше, если величина образующего радиуса входного коллектора 31 равна или больше 0,25 величины радиуса подъемного винта 4, а соотношение величин площадей плоскости вращения подъемного винта 4 и опорной поверхности воздушной подушки равно или меньше 0,3. При этом поворотные створки 17 открыты. Колесно-лыжные опоры 13 и 14, опираясь на поверхность земли, обеспечивают необходимое сцепление ЛА с ней. Затем производится запуск маршевых ВМУ. С выходом маршевых ВМУ на расчетную мощность ЛА производит разбег на воздушной подушке и колесно-лыжных опорах 13 и 14, которые продолжают обеспечивать сцепление с поверхностью земли и движение по курсу. Дополнительно устойчивое движение по курсу, как и при разбеге, так и при наборе высоты обеспечивается истечением воздушного потока назад из полости воздушной подушки и за счет обдува килей 21 воздушным потоком от маршевых винтов 7.
Аэродинамические гребни 27 ограничивают перетекание воздушного потока в тоннель 2 при маневре или боковом ветре и тем самым исключают боковую неустойчивость или так называемую «валежку» на взлете или посадке.
Элевоны 26, установленные на стабилизаторе 20, обеспечивают наряду с элеронами (на чертеже не указаны) дополнительную боковую балансировку на взлете или посадке при малых скоростях полета также за счет обдува элевонов 26 маршевыми винтами 7.
Струйные закрылки 22 и 23 наряду с рулями высоты (на чертеже не указаны) компенсируют большой кабрирующий момент на корпусе 1, вызванный работой
подъемного винта 4 в тоннеле 2, и тем самым обеспечивают необходимую продольную балансировку.
После набора высоты и перехода в горизонтальный полет подъемный винт 4 останавливается, створки 17 закрывают тоннель 2, баллон Н и гибкое ограждение 12 убираются, необходимая подъемная сила создается на корпусе 1 и крыльевых консолях 19.
При снижении и посадке вышеназванные операции повторяются в обратном порядке: выпускается торовый баллон И и гибкое ограждение 12, запускается подъемный винт 4 с одновременным открытием поворотных створок 17 тоннеля 2. Посадка осуществляется на колесно-лыжные опоры 13 и 14 с использованием воздушной подушки.
При взлете и посадке на воду вступают в работу глиссирующая поверхность 15 и гидрокрыло 16.
Комбинированный ЛА имеет единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 4 от двигателей-газогенераторов 9 маршевых ВМУ, мощность которых достаточна для осуществления вертикального взлета и посадки.
Вертикальный взлет в этом случае осуществляется следующим образом. Производится запуск двигателей-газогенераторов 9 маршевых ВМУ, заслонки 33 которых поворачиваются в положение направления газовых потоков в коллектор 30 с помощью газоводов 32. Газ поступает на приводную турбину 29, которая скреплена с концами лопастей 28 подъемного винта 4. При этом одновременно открываются поворотные створки 17, через которые воздух поступает на подъемный винт 4. По мере увеличения оборотов и мощности приводной турбины 29 и подъемного винта 4 увеличивается подъемная сила (в основном реактивная от винта), равная весу ЛА, в результате чего происходит вертикальный взлет на заданную высоту, с которой осуществляется переход в горизонтальный полет. Для этого поворотные заслонки 33 двигателей - газогенераторов 9 поворачиваются, подавая газ на свободную турбину 34, которая с помощью редуктора 35 приводит во вращение маршевый винт 7, в результате чего создается горизонтальная тяга и горизонтальное движение ЛА. По мере увеличения скорости горизонтального полета увеличивается аэродинамическая сила на крыльевых консолях 19 и корпусе 1 и снижается реактивная подъемная сила от подъемного винта 4. Когда аэродинамическая подъемная сила станет равной весу ЛА, то отключается привод подъемного винта 4 путем поворота заслонок 33 на полный привод свободной турбины 34, приводящей маршевый винт 7.
Поворотные створки 17 полностью закрывают тоннель 2. Переход вертикального режима полета в горизонтальный может осуществляться с набором высоты и без него.
Стабилизация и управление на вертикальном взлете (посадке), висении и малых скоростях переходных режимов полета (с вертикального полета на горизонтальный и обратно) осуществляется за счет органов управления и стабилизации 18, установленных на выходе из тоннеля 2 и струйных рулей 24 и 25, размещенных на стабилизаторе 20 и крыльевых консолях 19.
Предложенный комбинированный ЛА является устойчивым и управляемым, как в полете, так и при взлете и посадке на землю, слабонесущих грунтах, воде за счет повышения боковой устойчивости при наличии аэродинамических гребней, продольной устойчивости и управляемости за счет элевонов и струйных закрылков и рулей, является также высокоэффективным за счет снижения массы конструкции силовых установок. При этом комбинированный ЛА может эксплуатироваться не только при наличии подготовленных взлетно-посадочных площадок, но и при их отсутствии, т.е. осуществлять безаэродромную эксплуатацию.
Claims
1. Комбинированный летательный аппарат, содержащий дискообразный корпус с центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовую установку с толкающими винтами, органами приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона с гибким ограждением по передней и боковым его частям, колесно- лыжных опор под нижней поверхностью, глиссирующей поверхности под пилотско- пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации, установленные на выходе из тоннеля, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленное на задней части корпуса, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, струйные рули, установленные на стабилизаторе и крыльевых консолях, элевоны, установленные на стабилизаторе, отличающийся тем, что на передней части дискообразного корпуса сверху с двух сторон тоннеля установлены два и более продольных аэродинамических гребня.
2. Комбинированный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что силовые установки выполнены с раздельным приводом подъемного и двух и более маршевых винтов или в виде единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта от двигателей - газогенераторов маршевых винтомоторных установок, размещенных на пилонах сзади корпуса в плоскости частей хвостового оперения: килей и стабилизатора.
3. Комбинированный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вход в тоннель, входной коллектор, выполнен в виде торовой поверхности с образующим радиусом, равным или более 0,25 от величины радиуса подъемного винта.
4. Комбинированный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что величина площади поперечного сечения тоннеля в плоскости входного коллектора, в которой размещена плоскость вращения подъемного винта, равна или менее 0,3 от величины площади опорной поверхности воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном с гибким ограждением.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP10842327.8A EP2508401A4 (en) | 2010-01-11 | 2010-06-24 | COMBINED AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010100723 | 2010-01-11 | ||
| RU2010100723/11A RU2422309C1 (ru) | 2010-01-11 | 2010-01-11 | Комбинированный летательный аппарат |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2011084081A1 true WO2011084081A1 (ru) | 2011-07-14 |
Family
ID=44305644
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2010/000355 WO2011084081A1 (ru) | 2010-01-11 | 2010-06-24 | Комбинированный летательный аппарат |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP2508401A4 (ru) |
| RU (1) | RU2422309C1 (ru) |
| WO (1) | WO2011084081A1 (ru) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2497721C2 (ru) * | 2011-11-01 | 2013-11-10 | Фатидин Абдурахманович Мухамедов | Самолет вертикального взлета и посадки мухамедова на прыжковом шасси |
| US9108612B2 (en) * | 2013-04-22 | 2015-08-18 | John Gregory | Hovercraft with multiple, independently-operable lift chambers |
| RU2586996C2 (ru) * | 2013-08-16 | 2016-06-10 | Николай Владимирович Хныкин | Низколетательный многофункциональный аппарат и турбореактивный двигатель с двумя проточными каналами |
| RU2546359C1 (ru) * | 2014-02-18 | 2015-04-10 | Александр Иосифович Филимонов | Экранолет внеаэродромного базирования |
| CN106976550B (zh) * | 2017-03-09 | 2019-07-12 | 南京理工大学 | 一种飞行器燃气舵与空气舵联动机构 |
| CN113525680A (zh) * | 2021-07-20 | 2021-10-22 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种可重构的组合式无人飞行器 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3972490A (en) * | 1975-03-07 | 1976-08-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Trifan powered VSTOL aircraft |
| RU2092381C1 (ru) * | 1995-10-31 | 1997-10-10 | Акционерное общество закрытого типа "Тюменьэкотранс" | Гибридный дирижабль конструкции а.и.филимонова |
| RU2098324C1 (ru) * | 1993-10-19 | 1997-12-10 | Валентин Михайлович Таран | Дископлан |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2012512C1 (ru) * | 1993-09-07 | 1994-05-15 | Фирма "ВИСТ" | Комбинированный летательный аппарат |
| US5909857A (en) * | 1995-10-31 | 1999-06-08 | Filimonov; Alexandr Iosifovich | Filimonov hybrid dirigible craft |
-
2010
- 2010-01-11 RU RU2010100723/11A patent/RU2422309C1/ru active
- 2010-06-24 WO PCT/RU2010/000355 patent/WO2011084081A1/ru active Application Filing
- 2010-06-24 EP EP10842327.8A patent/EP2508401A4/en not_active Withdrawn
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3972490A (en) * | 1975-03-07 | 1976-08-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Trifan powered VSTOL aircraft |
| RU2098324C1 (ru) * | 1993-10-19 | 1997-12-10 | Валентин Михайлович Таран | Дископлан |
| RU2092381C1 (ru) * | 1995-10-31 | 1997-10-10 | Акционерное общество закрытого типа "Тюменьэкотранс" | Гибридный дирижабль конструкции а.и.филимонова |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| See also references of EP2508401A4 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2508401A1 (en) | 2012-10-10 |
| RU2422309C1 (ru) | 2011-06-27 |
| EP2508401A4 (en) | 2014-10-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5873545A (en) | Combined flying machine | |
| US4589611A (en) | Air jet reaction contrarotating rotor gyrodyne | |
| US8181903B2 (en) | Aircraft having the ability for hovering flight, fast forward flight, gliding flight, short take-off, short landing, vertical take-off and vertical landing | |
| US5098034A (en) | Vertical/short takeoff or landing aircraft having a rotatable wing and tandem supporting surfaces | |
| RU168554U1 (ru) | Скоростной комбинированный вертолет (винтокрыл) | |
| US20070018035A1 (en) | Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing | |
| RU2010138387A (ru) | Способ комплексного повышения аэродинамических и транспортных характеристик, экраноплан для осуществления указанного способа (варианты) и способ выполнения полета | |
| RU2310583C2 (ru) | Вертолет-самолет-амфибия | |
| KR20150023061A (ko) | 개인용 항공기 | |
| RU2422309C1 (ru) | Комбинированный летательный аппарат | |
| US1922167A (en) | Helicoplane and airplane | |
| WO2018059244A1 (zh) | 飞行器 | |
| US3889902A (en) | Helicopter comprising a plurality of lifting rotors and at least one propelling unit | |
| RU2349505C1 (ru) | Способ создания подъемной силы самолета (варианты), способ полета самолета, безаэродромный всепогодный самолет "максинио" вертикального взлета и посадки (варианты), способ взлета и способ посадки, способ и система управления самолетом в полете, фюзеляж, крыло (варианты), реверс тяги и способ его работы, система шасси, система газоразделения и газораспределения его | |
| US20220234745A1 (en) | Air vehicle configurations | |
| CN112334386A (zh) | 垂直起飞和着陆的个人飞行设备 | |
| AU2015203190A1 (en) | A system for controlled vertical movement of an aircraft | |
| CN108791876B (zh) | 一种可以垂直起飞和降落的飞行器 | |
| US3689011A (en) | Aircraft | |
| RU2264951C1 (ru) | Гидроконвертоэкраноплан | |
| RU2492112C1 (ru) | Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет (варианты) | |
| RU127364U1 (ru) | Скоростной комбинированный вертолет | |
| WO2011096844A1 (ru) | Самолет на воздушной подушке с аэростатической разгрузкой | |
| US3156434A (en) | Vtol aircraft | |
| RU2317220C1 (ru) | Способ создания системы сил летательного аппарата и летательный аппарат - наземно-воздушная амфибия для его осуществления |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 10842327 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| WWE | Wipo information: entry into national phase |
Ref document number: 2010842327 Country of ref document: EP |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |