ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха, преимущественно может использоваться для аппаратов вертикального взлета и посадки, с возможностью укороченного взлета и посадки, взлета с разбегом по-самолетному, с возможностью зависания и висения.
7
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству является летательный аппарат, известный из описания полезной модели «Летальный аппарат «Бродяга ЛА-01» по патенту №36347, МПК B64C 39/10, 2004.03.10, представляющий собой самолет, выполненный по схеме «летающее крыло», в плоскости которого расположены механизм создания подъемной силы, включающий в т.ч. силовые агрегаты, шасси, кабину, традиционные самолетные системы и механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла. В плоскости крыла выполнены три отверстия таким образом, что два из них располагаются в передней части крыла симметрично оси симметрии летального аппарата, третье отверстие расположено в задней части крыла на оси симметрии летательного аппарата, в отверстиях параллельно плоскости крыла установлены с возможностью поворота на 180° вокруг собственной оси кольца с профилированными каналами, в которых расположены взаимно пересекающиеся горизонтальная и вертикальная рулевые поверхности, имеющие отклоняемые и не отклоняемые участки поверхности и жестко закрепленные не отклоняемыми участками поверхности на стенках канала, несущие винты установлены перед не отклоняемыми взаимно пересекающимися горизонтальной и вертикальной рулевыми поверхностями и совместно с ними входящие в механизм создания управляющих моментов, при этом перед отверстиями, выполненными в передней части крыла, установлены цельно поворотные крылышки, входящие в механизм управления, при этом летательный аппарат дополнительно снабжен валом, через который осуществляется привод несущих винтов от силовых агрегатов и обеспечивается синхронная работа несущих винтов.
Кроме этого летальный аппарат дополнительно снабжен надувными резиновыми баллонами, установленными рядом с нишами шасси.
К недостаткам известного устройства можно отнести следующее:
Необходимый с точки зрения аэродинамики центр тяжести летательного аппарата находится на расстоянии 30-40 процентов от носа по оси летательного аппарата и расположен в зоне наименьшего полезного объема. В процессе полета по мере выработки топлива, сброса грузов положение центра тяжести меняется. Топливная система обеспечивает балансировку и поддерживает оптимальную центровку самолета за счет перекачки топлива из одних баков в другие, что приводит к усложнению топливной системы (размещение топливных баков и выработка топлива из них). Наибольший внутренний и внешний объем известного летательного аппарата, который можно использовать для размещения полезной нагрузки находится на расстоянии 50-70 процентов от носа по оси летательного аппарата. В соответствии с концепцией летательного аппарата типа «летающее крыло», все его конструктивные элементы, включая экипаж, полезную нагрузку и силовую установку заключены в его внутреннем объеме, усложнение топливной системы приводит к нерациональному использованию полезных объемов внутри крыла. Так же в районе необходимой центровки находятся силовые элементы крыла (лонжероны), которые также снижают возможность рационального размещения полезной нагрузки внутри крыла.
Кроме этого работа механизации крыла, а именно - выпуск закрылков, создают на крыле вредные дополнительные моменты (на пикирование), которые с увеличением подъемной силы на участке крыла с закрылками будут возрастать, что отрицательно сказывается на продольной устойчивости и управляемости самолета.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое решение, является создание летательного аппарата вертикального взлета и посадки, с более широкими возможностями размещения полезной нагрузки, как на внешних подвесках, так и внутри летального аппарата, а также улучшение продольной и поперечной устойчивости летального аппарата, что позволяет осуществлять непосредственное управление подъемной силой и боковыми силами без необходимости отклонения летального аппарата по углам тангажа, рыскания и крена, что обеспечивает летчику возможность изменения траектории полета без переходных режимов запаздывания и забросов, а также выполнять маневры, основанные на разделении поступательного и вращательного движений.
Технические результаты, достигаемые в процессе решения поставленной задачи, заключаются:
- обеспечение центровки летательного аппарата для всех возможных режимов полета, что позволит рационально использовать полезные объемы для размещения полезной нагрузки внутри крыла и на внешних подвесках;
- повышение надежности и безопасности летального аппарата, улучшение поперечной и продольной управляемости и устойчивости на всех режимах и углах атаки, что приводит к существенному увеличению маневренности летательного аппарата.
Для решения названных задач предлагается летательный аппарат, представляющий собой самолет, выполненный по схеме «летающее крыло», в плоскости которого расположены механизм создания подъемной силы, включающий в т.ч. силовые агрегаты, шасси, кабину, традиционные самолетные системы и механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, расположенных в профилированных кольцах, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов.
Кроме этого летательный аппарат дополнительно снабжен надувными резиновыми баллонами, установленными рядом с нишами шасси.
Новым является то, что летательный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла и предкрылка. Передняя кромка основного крыла имеет форму параболы, вдоль всего размаха основного крыла выполнен, по меньшей мере, один профилированный канал, оснащенный в нижней части клапаном, связанным с датчиком срыва потока на верхней части крыла. На конце основного крыла установлены цельноповоротные элероны. Предкрылок выполнен из четырех цельноповоротных секций с отрицательной деградацией, механизм управления выполнен из элевонов. Элевоны правой и левой плоскости работают попарно и синхронно. Шасси летательного аппарата выполнено четырехопорным, убирающимся.
Сущность полезной модели поясняется чертежами:
на фиг.1 показан вид сверху летательного аппарата со схемами крыла;
на фиг.2 показан общий вид летального аппарата в аксонометрии;
на фиг.3 показан винт в профилированном кольце;
на фиг.4 показана схема механизации основного крыла и профилированного канала.
Номерами обозначены следующие позиции:
1 - основное крыло;
2 - предкрылок;
3 - элевоны правой плоскости;
I
3 - элевоны левой плоскости;
4 - цельноповоротные элероны;
5 - руль высоты;
6 - профилированный канал;
7 - клапан;
8 - отверстия;
9 - профилированное кольцо;
10 - несущий винт;
11 - профилированный канал кольца;
12 - горизонтальная рулевая поверхность;
13 - вертикальная рулевая поверхность;
14 - ось поворота кольца;
15 - отклоняемый участок горизонтальной рулевой поверхности;
16 - отклоняемый участок вертикальной рулевой поверхности
17 - кабина;
18 - шасси;
Заявляемый летальный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла 1 и предкрылка 2. На конце основного крыла установлены цельноповоротные элероны 4 (Фиг.1, 2). Такая схема позволяет затянуть срыв потока до очень больших углов атаки от 45 до 50 градусов, при этом значение наибольшего коэффициента подъемной силы СУ max оказывается большим, чем у крыльев обычного удлинения. Крыло круглой формы не штопорит, а устойчиво парашютирует, что является существенным фактором при использовании на СВВП для обеспечения безопасности полетов на всех их режимах. Также, такая форма летального аппарата способствует уменьшению массы, габаритных размеров и стоимости СВВП и имеет преимущество перед самолетами других схем при полетах на режиме «экрана». А перед аварийной посадкой, осуществляемой вертикально, эффект воздушной подушки дает снижение вертикальной скорости.
Передняя кромка основного крыла 1 имеет форму параболы, а задняя его кромка имеет форму круга. Форма данного крыла в плане построена так, что необходимый центр тяжести самолета - точка G совпадает с центром приложения сил от трех винтов 10, расположенных в профилированных кольцах 9. Винты 10 в профилированных кольцах 9 расположены следующим образом: два винта расположены в профилированных каналах 11 передней части разрезного крыла симметрично справа и слева от оси симметрии летательного аппарата и один - в профилированном канале 11 задней части разрезного крыла на оси симметрии летательного аппарата (Фиг.1, 3). Такая компоновка крыла позволяет основной лонжерон (не показан) расположить под прямым углом к оси симметрии летательного аппарата и к силовым элементам продольного набора, что приводит к упрощению узлов крепления силовых элементов и увеличению внутреннего объема разрезного крыла для размещения полезной нагрузки, узлов и агрегатов летательного аппарата. Кроме этого такая компоновка позволяет разместить топливные баки по всему размаху разрезного крыла в непосредственной близости от необходимого центра тяжести летательного аппарата, что снимает необходимость в применении специальных систем, управляющих выработкой топлива.
У известного летательного аппарата механизация крыла предусматривает возможность выпуска закрылков, расположенных у корневой части крыла, а не по всему размаху крыла, в связи, с чем получается прирост подъемной силы на участке крыла. Так как САХ всего крыла и САХ участка крыла, где установлены закрылки не совпадают, а САХ участка с закрылками лежит ближе к хвостовой части самолета, то при выпуске закрылков может возникать пикирующий момент.
I
I
Механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла (Фиг.1, 2), представляющий собой элевоны 3, 3, конструктивно разделенные вдоль задней кромки на четыре части, причем элевоны правой плоскости 3 работают попарно и синхронно, также как и элевоны левой плоскости 3, позволяет избежать клевков самолета по тангажу на пикирование.
С целью предотвращения срыва потока с крыла и улучшения его обтекаемости на больших углах атаки, вдоль всего размаха основного крыла 1 выполнен, по меньшей мере, один профилированный канал 6 (Фиг.1, 4), оснащенный в нижней своей части клапаном 7, связанным с датчиком срыва потока (не показан) на верхней части основного крыла 1. Клапан 7 открывается по команде датчика и воздух с нижней части крыла, через профилированный канал 6 выдувается на верхнюю часть крыла.
Предкрылок 2 расположен перед основным крылом 1 и имеет отрицательную деградацию. Предкрылок 2 выполнен из четырех цельноповоротных секций, которые принимают участие в управлении летательного аппарата по крену и тангажу, а также служат для продольной балансировки летательного аппарата.
Элероны 4 создают управляющие моменты по крену за счет изменения угла атаки, причем при выходе самолета на срывные углы атаки, срыв потока с элеронов 4 предотвращается за счет автоматического уменьшения угла атаки цельноповоротных элеронов 4, что в свою очередь предотвращает потерю поперечной управляемости самолета при срыве потока на крыле.
Винты 10 - винты изменяемого шага с реверсом тяги, расположены в профилированном кольце 9. Данная система имеет возможность вращаться вокруг собственной горизонтальной оси кольца 14, проходящей перпендикулярно плоскости симметрии самолета. Внутри профилированного кольца 9, позади винта 10, расположены, по меньшей мере, две взаимноперпендикулярные горизонтальные 12 и вертикальные 13 рулевые поверхности. Горизонтальная 12 и вертикальная 13 рулевые поверхности представляют собой крылья и имеют отклоняемый 15 и 16 соответственно, участки поверхности и не отклоняемые участки поверхности, при этом названные рулевые поверхности своими не отклоняемыми участками жестко соединены с корпусом профилированного кольца 9 (см. Фиг.3). Горизонтальные 12 и вертикальная 13 рулевые поверхности принимают участие в управлении: по курсу, по крену и по высоте. Поворот всех трех винтов 10 осуществляется на угол, задаваемый пилотом, синхронно через систему электромеханических домкратов с синхронизацией.
Привод на несущие винты 10 осуществляется через вал синхронизации от двух (или более) двигателей соединенных с валом синхронизации через обгонные муфты, что обеспечивает возможность безаварийно завершить полет при отказе одного из двигателей. Двигатели расположены внутри крыла.
В переднюю часть разрезного крыла, между винтами 10, вписана кабина 17 для размещения экипажа и полезной нагрузки.
Летательный аппарат оснащен четырехопорным, убирающимся шасси 18, выполненным по схеме, позволяющей производить неполную уборку или выпуск шасси 18, что существенно облегчает посадку экипажа и обслуживание летательного аппарата, для обеспечения устойчивости и предохранения конструкции летательного аппарата при посадке с невыпущенным шасси 18. Колеса основного шасси 18 оснащены тормозами. Кроме того, для обеспечения посадки на воду и смягчения касания земли при аварийной посадке летательный аппарат оснащен надувными резиновыми баллонами (не показаны), установленными рядом с нишами шасси.
Руль высоты 5 (Фиг.1) представляет собой горизонтальное оперение, которое служит для стабилизации и управления летальным аппаратом по тангажу.
Управление летальным аппаратом осуществляется следующим образом:
На земле руление осуществляется с помощью тормозов основного шасси 18 и самоориентирующимися колесами передних шасси. Тяга вперед создается тремя винтами 10 расположенными горизонтально. Тяга назад создается за счет реверса тяги трех винтов 10. Возможно движение назад или разворот на месте за счет разного направления тяги правого и левого винтов 10.
Путевое управление на всех режимах полета осуществляется за счет отклонения вертикальных рулевых поверхностей 13, расположенных в профилированном канале кольца 11, в зоне обдува винтом 10. Рулевые поверхности 12 и 13 связаны с педалями управления и могут работать в двух режимах:
- управление по курсу: при повороте передних вертикальных рулевых поверхностей 13 вправо, а вертикальной рулевой поверхности 13 задней части влево - происходит курсовое смещение летательного аппарата влево (и наоборот).
- управление поступательно: при отклонении вертикальных рулевых поверхностей 13 трех винтов 10 вправо - летальный аппарат смещается поступательно влево (и наоборот).
На режиме вертикального взлета поперечное управление осуществляется за счет разницы тяги правого и левого винтов 10, расположенных в передней части летательного аппарата. Продольное управление осуществляется за счет разницы тяги заднего винта 10 и двух передних винтов 10.
Вся система управления шагом несущих винтов 10 согласована с ручкой «шаг-газ», которая отвечает за синхронное изменение шага все трех винтов 10, что позволяет осуществлять поступательное перемещение летательного аппарата вниз или вверх, а также с ручкой управления всего летательного аппарата по крену и тангажу (отклонение ручки вправо, влево, вперед, назад или различное сочетание команд), за счет изменения тяги соответствующих несущих винтов 10, позволяет осуществлять поперечное и продольное управление летательным аппаратом. За счет синхронной работы горизонтальных рулевых поверхностей 12 (Фиг.2) возможно подруливание на режиме вертикального взлета летального аппарата вперед-назад.
I
На переходном режиме, на режиме укороченного взлета (когда винты 10 установлены под углом 45 градусов к строительной оси самолета), когда скорости летательного аппарата не позволяют использовать для управления стандартные аэродинамические поверхности: цельно поворотный руль высоты 5, элевоны 3, 3, элероны 4, предкрылок 2 (Фиг.1), совместно с винтами 10 начинают работать отклоняемые участки горизонтальных рулевых поверхностей 15, расположенные в профилированном канале кольца 11 (Фиг.2). За счет создания разницы сил создаваемых на каждой из трех горизонтальных рулевых поверхностей 12 и различном их сочетании (аналогично изменению шага несущих винтов 10) возможно создание управляющих моментов в продольном, поперечном направлениях и поступательно вниз или вверх. Горизонтальные рулевые поверхности 12 включены в режим управления летательного аппарата «параллельно» несущим винтам 10.
I
В горизонтальном полете, а также во время укороченного взлета и посадки в поперечном режиме управления начинают работать элероны 4, элевоны 3, 3 и предкрылок 2, которые управляются от ручки управления летательного аппарата, при отклонении ее вправо (крен летательного аппарата вправо), при отклонении ее влево (крен летательного аппарата влево).
Различное сочетание отклонений руля высоты 5 и предкрылка 2, управляемых ручкой управления вперед или назад, позволяют получить управляющие моменты в продольном канале управления или поступательно вниз-вверх.
Возможность управления в двух режимах: поступательно и по-самолетному получена за счет, того, что все органы управления соединены с управляющими элементами летательного аппарата через единый дифференциальный узел управления.