ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к области авиастроения и может быть использована в конструкциях летательных аппаратов с коротким взлетом и посадкой.
Известен самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж и крыло, скомпонованные по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, а также силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, силовая установка и органы управления размещены в области носовой части самолета над верхней поверхностью «летающего крыла» на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения, смонтированных на опоре с возможностью их обдува потоком от воздушного винта, который также имеет возможность обдува верхней поверхности «летающего крыла».
(см. патент РФ №2604951, кл. В64С 29/00, 2016 г.).
В результате анализа известного решения необходимо отметить, что возможность обдува верхней поверхности «летающего крыла» потоком воздуха от воздушного винта силовой установки позволяет увеличить подъемную силу, однако этот эффект увеличения подъемной силы незначителен, так как проявляется только на части крыла, расположенной непосредственно за винтом и, соответственно, гиперциркуляция по крылу распределена неравномерно.
Известен летательный аппарат, содержащий фюзеляж, лобовая и кормовая части которого выполнены симметричными, верхняя поверхность фюзеляжа выполнена в виде цилиндрического сегмента, сопряженного с боковыми поверхностями сферической формы, к которым пристыкованы крылья, расположенные на фюзеляже воздухозаборники, размещенные в полости фюзеляжа силовую установку в виде турбореактивных двигателей и грузовой отсек. На верхней поверхности фюзеляжа в кормовой части имеется ряд открытых со стороны внешнего течения воздушного потока полостей с размещенными в них обтекаемыми телами, образующими вихревые ячейки. Летательный аппарат оснащен системой управления движением и его стабилизации, выполненной в виде блоков сопл, установленных на боковых поверхностях летательного аппарата, а также механизмом фиксации положения схода воздушного потока с задней кромки фюзеляжа.
(см. патент РФ №2033945, кл. В64С 39/00, 1995 г.) - наиболее близкий аналог.
В результате анализа выполнения данного летательного аппарата необходимо отметить, что в нем воздушный канал находится под обшивкой фюзеляжа, а отсос газа из него осуществляется двигателем силовой установки, при этом дополнительный воздухозаборник расположен в носовой части летательного аппарата и совмещен с основным воздухозаборником двигателя. Такая большая длина воздушных каналов приводит к значительным гидравлическим потерям и, соответственно, к снижению общего КПД системы.
Кроме того, профили с вихревыми ячейками представляют собой однорежимное устройство, при этом, способствуя увеличению подъемной силы, вихревые ячейки на лобовое сопротивление влияют в существенно меньшей степени, что не позволяет в значительной степени увеличить подъемную силу.
Наличие большого количества воздуховодов и вихревых ячеек внутри фюзеляжа уменьшает полезный объем и не позволяет разместить внутри летательного аппарата достаточное количество топлива и грузов.
Техническим результатом настоящей полезной модели является увеличение подъемной силы летательного аппарата за счет более эффективного использования энергии силовой установки и отбора воздуха из критической точки профилей, образующих фюзеляж и крылья летательного аппарата, с последующим его прохождением через силовую установку и выдувом через сопло в задней кромке фюзеляжи и крыльев, а также за счет увеличения значения подсасывающей силы, направленной вперед, по направлению полета.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в летательном аппарате, содержащем фюзеляж, в полости которого имеют возможность размещения силовая установка и грузовой отсек, пристыкованные к фюзеляжу крылья, а также воздухозаборник и щелевые сопла, новым является то, что воздухозаборник расположен в верхней критической точке профилей фюзеляжа и крыльев, а щелевое сопло выполнено в задней кромке фюзеляжа и крыльев, при этом летательный аппарат оснащен законцовками на крыльях, носиком, размещенным на передней кромке фюзеляжа и консолей крыла по всему их размаху с возможностью изменения его угла наклона, а также гребнями, разделяющими поверхности фюзеляжа и крыльев, а также крыльев и их законцовок.
Сущность заявленной полезной модели поясняется графическими материалами, на которых
- на фиг. 1 - летательный аппарат, аксонометрическая проекция, вид со стороны отклоняемого носика;
- на фиг. 2 - летательный аппарат, аксонометрическая проекция, вид со стороны щелевого сопла.
На графических материалах нижеследующими позициями обозначены конструктивные элементы летательного аппарата:
1 - фюзеляж;
2 - крыло;
3 - законцовка крыла;
4 - воздухозаборник;
5 - щелевое сопло;
6 - гребень;
7 - отклоняемый носик.
Летательный аппарат состоит из несущего фюзеляжа 1, пристыкованных к фюзеляжу крыльев 2 и пристыкованных к крыльям законцовок 3. В верхней критической точке профилей фюзеляжа и крыльев расположен воздухозаборник 4, предназначенный для подачи воздуха из окружающей среды в силовую установку (не показана) летательного аппарата. Критическая точка образующих фюзеляж 1 и крылья 2 профилей может быть в каждом случае определена специалистами расчетным и (или) экспериментальным путем.
В задней кромке фюзеляжа и крыльев расположено щелевое сопло 5.
Наружные поверхности набранных разными профилями фюзеляжа и крыльев отделены друг от друга вертикальными гребнями 6, выполненными в виде пластин. Такие же гребни 6 отделяют плоскости крыла, имеющие воздухозаборник и щелевое сопло, от законцовок 3 крыльев, которые воздухозаборника и сопла не имеют. Гребни выполнены только по наружной поверхности фюзеляжа и крыльев. Летательный аппарат имеет отклоняемый носок 7 с острой кромкой, размещенный вдоль передней кромки фюзеляжа и консолей крыла по всему размаху. В качестве механизма отклонения (поворота) носика 7 может быть использована широкая гамма механизмов, например, практически любой гидравлический привод (не показан).
В фюзеляже 1 размещены силовая установка летательного аппарата и грузовой отсек (на показаны). Силовая установка может быть выполнена различным известным специалистам образом, например, аналогично ее выполнению в наиболее близком аналоге. Летательный аппарат оснащен системой его управления (не показана).
Летательный аппарат работает следующим образом.
Для взлета летательного аппарата включают силовую установку. При работе силовой установки, за счет отбора воздуха из окружающей среды, создается разрежение в воздухозаборнике 4, расположенным на верхней поверхности фюзеляжа 1 и крыльев 2 в районе критической точки соответствующих формообразующих профилей фюзеляжа 1 и крыльев 2. Из воздухозаборника 4 воздух поступает в силовую установку, а из нее по внутреннему каналу (не показан) крыла и фюзеляжа - в щелевые сопла 5, расположенные в задних кромках крыла и фюзеляжа. Веерная струя, истекающая из щелевого сопла 5, создает реактивную тягу. Благодаря большой степени расширения струя имеет на выходе из сопла скорость и температуру, близкие к скорости полета и температуре окружающей среды. Это обеспечивает высокий пропульсивный коэффициент полезного действия струи. Вертикальные гребни 6 обеспечивают разделение (изоляцию) несущих поверхностей фюзеляжа 1 и крыльев 2 друг от друга. Это весьма существенно, так как несущие поверхности образованы различными профилями, имеют собственные законы изменения циркуляции воздушного потока, которые не должны влиять друг на друга. Гребни 6 позволяют исключить перетекание воздушных потоков вдоль размаха аэродинамических поверхностей летательного аппарата и обеспечивают независимое распределение воздушных потоков на поверхности фюзеляжа 1 и крыла 2, что позволяет сохранить необходимый режим течения для каждой поверхности и добиться эффективной работы каждого аэродинамического элемента летательного аппарата, что существенно увеличивает подъемную силу летательного аппарата.
Отклоняемый носик 7 используется при взлете и посадке летательного аппарата для обеспечения безотрывного обтекания аэродинамических поверхностей летательного аппарата на больших углах атаки.
На режиме крейсерского полета носик 7 отклонен вниз на оптимальный угол, соответствующий углу атаки и скорости полета и обеспечивает максимальное значение подсасывающей силы, т.е. сосредоточенной силы, которая направлена вперед по движению летательного аппарата.
Законцовки крыльев 3 всегда отклонены вниз, что уменьшает потери подъемной силы вследствие возможного перетекания воздуха с нижней поверхности крыльев на верхнюю, а также препятствуют образованию за самолетом мощных вихревых структур.
Таким образом, указанный технический результат обеспечивается за счет использования энергии силовой установки, отбирающей воздух в районе критической точки профилей, образующих фюзеляж 1 и крылья 2, а также выдувом реактивной струи в районе их задней кромки. Эффективность работы аэродинамических поверхностей летательного аппарата обеспечивается за счет использования гребней 6, отклоненных вниз законцовок крылев 3 и отклоняемых носков 7.