САМОЛЕТ С ИЗМЕНЯЕМЫМ НАПРАВЛЕНИЕМ ВЕКТОРА ТЯГИ
VARIABLE-THRUST VECTOR AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиации.
Известен одноместный самолет СУ-27 с газодинамическим управлением, содержащий фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую два турбореактивных двигателя/Энциклопедия военной авиации. М, ОМЕГА, 2003, стр.411/.
Самолет имеет аэродинамическую систему управления, которая не позволяет значительные управляющие усилия на малых скоростях полета.
Известен самолет с газодинамическим управлением, содержащий фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с возможностью газодинамического управления /Патент США 5779169, 1998/.
Известный самолет имеет ограниченный диапазон изменения по углам тангажа, крена и рысканья при действии органов управления направлением полета.
Изобретение направлено на решение задачи, заключающейся в расширении диапазона изменения по углам тангажа, крена и рысканья при действии органов управления направлением полета.
Изобретение направлено также на решение задачи повышения маневренности.
Для решения указанных задач предложен самолет с изменяемым направлением вектора тяги, содержащий фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа.
Сопло снабжено основанием, двумя створками, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками, которые установлены с возможностью изменения направления потока газа из сопла, приводом вращения основания относительно реактивного сопла и рычажно-ползунным механизмом поворота створок относительно основания.
Привод вращения основания включает электрический двигатель с редуктором и катушки электромагнитных тормозов.
Сопло снабжено заслонкой и дополнительной створкой, которые установлены с возможностью изменения направления потока газа из сопла.
Изобретение поясняется чертежами.
Фиг.1. Самолет со створками в положении создания реактивной силы для управления по углу тангажа.
Фиг.2. Сечение Вырыв по продольной плоскости симметрии самолета на фиг.1.
Фиг.3. Вид на самолет сверху на фиг.1.
Фиг.4. Вид на самолет спереди на фиг.2.
Фиг.5. Самолет с раскрытыми створками в положении создания дополнительной реактивной силы тяги.
Фиг.6. Самолет со створками в положении создания реактивной силы для управления по углу рысканья.
Фиг.7. Самолет со створками в положении создания реверса реактивной силы и выпущенным тормозным щитком.
Фиг.8. Вид на самолет на фиг.7 со сложенным тормозным щитком.
Фиг.9. Механизм поворота створок вокруг оси сопла.
Фиг.10. Механизм поворота створок от оси сопла.
Фиг.11. Сечение А-А на фиг.9.
Реактивный самолет аэродинамической схемы бесхвостка содержит (фиг.1-4) фюзеляж 1, треугольное крыло 2 с аэродинамическими органами управления, трехопорное шасси 3, два подъемно-маршевых турбореактивных двигателя 4.
Фюзеляж 1 имеет носовую часть, в которой расположена кабина 5 пилота, и хвостовую части, в которой расположена газодинамическая система управления высотой и направлением полета.
Два подъемно-маршевых турбореактивных двигателя 4 расположены симметрично в хвостовой части фюзеляжа 1.
Газодинамическая система управления высотой и направлением полета включает (фиг.5-8) воздухозаборную трубу 6, турбореактивный двигатель 7 с вентилятором в кольцевом канале и регулируемое реактивное сопло 8 с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа 1.
На выходе потока газа из турбореактивного двигателя 7 перед входом в реактивное сопло 8 установлена заслонка 9.
В стенке канала реактивного сопла выполнено отверстие и установлен щиток 10, закрывающий отверстие.
Заслонка 9 и щиток 10 расположены с возможностью изменения направления потока газа из турбореактивного двигателя 7 в боковое отверстие для реверса тяги.
Снаружи реактивного сопла 8 на основании с возможностью вращения вокруг на 360° установлены (фиг.9-11) первая створка 11 и вторая створка 12, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками из огнеупорного материала, установленными с возможностью изменения направления газового потока и изменения площади проходного сечения для соответствующего потока газа.
Газодинамическая система управления высотой и направлением полета самолета также включает основание, на котором установлены первая створка 11 и вторая створка 12, привод вращения основания относительно реактивного сопла 8 и рычажно-ползунный механизм поворота первой створки 11 и второй створки 12 на основании.
Привод вращения основания включает электрический двигатель 13 с редуктором и катушки 15 электромагнитных тормозов с пружинами 16 для фиксации первой створки 11 и второй створки 12 относительно реактивного сопла 8 в положении управления по тангажу в вертикальной плоскости, так и по рысканию в горизонтальной плоскости для изменения вправо или влево направления курса полета самолета.
Первая створка 11 и вторая створка 12 установлены на основании с возможностью поворота от рычажно-ползунного механизма, включающего электрический двигатель 17, винт 19 и гайку 20 с трапецеидальной резьбой.
Первая створка 11 и вторая створка 12 установлены на основании посредством соответствующих шарнирных соединений 21 с возможностью отклонения в направлении от оси реактивного сопла 8.
Управление высотой и направлением полета самолета осуществляется с использованием газодинамической системы управления для отклонения реактивной струи.
Прямолинейный горизонтальный полет реактивный самолет выполняет под действием силы тяги двух подъемно-маршевых турбореактивных двигателей 4 и силы тяги турбореактивного двигателя 7.
Заслонка 9 расположена в убранном положении вдоль внутренней поверхности реактивного сопла 8, щиток 10 закрывает боковое отверстие, первая створка 11 и вторая створка 12 установлены в раскрытом положении с возможностью отклонения потока газа от турбореактивного двигателя 7 в вертикальной плоскости для получения газодинамической силы управления высотой полета.
Для управления направлением полета за счет поворота основания первая створка 11 и вторая створка 12 могут быть установлены в раскрытом положении с возможностью отклонения потока газа от турбореактивного двигателя 7 поперек вертикальной плоскости для получения газодинамической силы управления направлением полета.
При необходимости получения газодинамической силы тяги от наибольшей величины турбореактивного двигателя 7 с реактивным соплом 8, наибольшей по величине, например при взлете, первую створку 11 и вторую створку 12 устанавливают вне потока газа из реактивного сопла 8.
При посадке самолета поворачивают заслонку 9, перекрывая поток газа в реактивное сопло 8, и открывают отверстие поворотом щитка 10, направляя поток газа в направлении носовой части для реверса тяги.
При установке соответствующего вооружения самолет может быть использован как истребитель.