ВИНТОКРЫЛЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
ROTOR-CRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники, и может быть использовано как многоцелевой летательный аппарат в гражданской и военной области.
Известен винтокрыл «Ротодайн» (Энциклопедия «Техника». М.: Росмэн, 2006), выполненный по одновинтовой схеме с несущим вертолетным, автожирного типа авторотирующим несущим винтом, укороченным крылом, двумя тянущими воздушными винтами, сопряженных с двумя газотурбинными двигателями, от которых отбирается сжатый воздух для подачи, в воздушно реактивные двигатели, установленные на концах лопастей несущего винта и создающих крутящий момент, заставляющий лопасти несущего винта вращаться, с убирающимися в полете шасси, с хвостовым стабилизатором с двух килевым оперением, системой управления, включающей в себя вертолетные и самолетные органы управления. Несущий винт расположен сверху над центропланом и предназначен для создания необходимой величины подъемной и пропульсивной силы на вертолетных режимах полета с целью выполнения вертикальных взлетов-посадок, висения и перемещений вблизи земли на малых скоростях полета. Два газотурбинных двигателя размещаются под консолями крыла и сопряжены с тянущими воздушными винтами. Газодинамический привод включается перед взлетом, выключается на заданной скорости после взлета (несущий винт переходит в режим авторотации) и снова включается на этой скорости для выполнения посадки.
К числу недостатков такой схемы компоновки относятся частые включения-выключения газотурбинных двигателей, установленных на концах лопастей, которые снижают надежность летательного аппарата по причине сбоев при повторных запусках концевых реактивных двигателей. Двигатели и реактивные сопла на концах лопастей несущего винта имеют повышенный совокупный расход топлива, что уменьшает вес полезной нагрузки и дальность полета винтокрыла. Газодинамический привод, установленный на винтокрыл, утяжеляет его конструкцию на 15%. Максимальное приведенное аэродинамическое качество у винтокрыла не более 5. На крейсерской скорости несущий винт при работе на режиме авторотации создает до 40% подъемной силы. Работа несущего винта требует значительного отбора энергии из набегающего потока воздуха для своего вращения и для преодоления существенного аэродинамического сопротивления. Это снижает аэродинамическое качество планера в целом. Очень сложны системы подачи сжатого воздуха и топлива в реактивные двигатели, установленные на концах лопастей. Укороченные крылья создают до 60% подъемной силы. Установка двигателей на консолях крыльев вместе с редукторами, воздушными винтами, пусковыми агрегатами, системами смазки утяжеляет конструкции крыльев. Оптимальный диаметр тянущих воздушных винтов, согласно требованиям аэродинамики, должен быть значительно больше, но он вынужденно имеет меньший размер из-за близкого расположения к плоскости вращения лопастей несущего винта с одной стороны и земли, с другой стороны. Кроме того, вращающиеся низкорасположенные от земли тянущие винты представляют опасность до полной их остановки для пассажиров и обслуживающего персонала, так как поднимают большие клубы пыли, песка, гравия, грязи. Остекление кабины пилотов и сам фюзеляж обволакиваются пылью и грязью, поднятых с грунтовых площадок, снижается видимость из кабины.
Инородные включения, поднятые с земли, попадают в двигатели. Происходит ускоренный износ. Резко снижается их ресурс и летно-технические характеристики. Это требует для ЛА наличия необходимого аэродромного базирования с подготовленной площадкой.
Известен транспортный винтокрыл Ка-22 (Изаксон A.M., «Вертолетостроение». Машиностроение, 1981, с. 241-242), представляющий собой комбинацию вертолета и самолета с поперечным расположением несущих винтов и неподвижным механизированным крылом большого размаха с закрылками, поворачивающимися на 90°, двумя турбовинтовыми двигателями, двумя тянущими воздушными винтами, установленными на концах крыла, с неубирающимся трех опорным шасси с носовой стойкой.
К числу недостатков относится низкое аэродинамическое качество на крейсерской скорости полета, постоянная необходимость замены двигателей и редукторов, неоптимальное расположение несущих винтов и лопастей, сложность и громоздкость конструкции, выявленная при испытаниях неустойчивость во время полета, большой риск возникновения аварийных ситуаций, сложность, а иногда и непредсказуемость в управлении, недостаточная маневренность, большая трудоемкость в изготовлении и невозможность запуска в серийное производство.
Известен скоростной сверх маневренный винтокрыл (Патент RU 2480379, МПК: В64С 37/00 - 20.02.2012). Конструкция представляет трех винтовую ярусную схему с двумя несущими винтами в поворотных кольцевых каналах, расположенных на конце хвостовой балки, и скоростным несущим винтом, концы лопастей которого отогнуты в противоположную сторону его вращения. Винтокрыл снабжен силовой установкой с двумя газотурбинными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и систему механизма синхронизации, состоящей из соединительных валов трансмиссии на несущий и нижние поворотные винты, газоструйными рулями путевого и продольного управления, трех опорным шасси. Винтокрыл имеет возможность преобразования полетной конфигурации с вертолета трех винтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами, имеющий раздельные несущую систему, состоящую из несущего винта и крыла, и движительную систему с задними поворотными винтами, в винтокрыл с движительно-несущей и движительной системами, состоящими соответственно из ротора переднего несущего винта и двух подъемно-тянущих поворотных винтов на конце балки. Благодаря чему достигается увеличение скорости полета, но увеличивается удельный расход топлива.
Представленная конструкция имеет существенные недостатки. Увеличенный вес за счет большого количества редукторов, за счет дополнительных несущих винтов, удлиненного хвостового оперения и трансмиссии. Взаимное влияние основного несущего и вспомогательных встречно вращающихся винтов ухудшает аэродинамику винтокрыла. Несущий винт на больших скоростях полета создает большое сопротивление и повышенные вибрации. Главный недостаток - сложная система синхронизации вращения всех винтов на разных режимах полета, сложность системы управления на переходных режимах полета и низкое аэродинамическое качество. Большая трудоемкость изготовления и доводки.
Наиболее близким по принципу действия и техническому исполнению к предлагаемому изобретению относится винтокрыл с авторотирующим несущим винтом и крылом, он же вертоплан, который нами взят за прототип (патент RU 130951 U1 МПК В64С 27/22 - 10.08.2013). За основу конструкции вертоплана взят фюзеляж самолетного типа. Вертоплан состоит из: фюзеляжа, самолетного крыла с увеличенной подъемной силой, двух балок, хвостового оперения, несущего авторотирующего винта автожирного типа, двух тянущих турбовинтовых двигателей с реверсивными воздушными винтами изменяемого шага, системы раскрутки несущего винта для совершения взлета по автожирному с укороченных взлетно-посадочных полос, комбинированной самолетно-вертолетной системы управления. При такой схеме компоновки вертоплан обладает более высоким аэродинамическим качеством, с более низким удельным расходом топлива на максимальной скорости полета, чем вертолет. Его крейсерская скорость и дальность полета в два-три раза больше чем у существующих вертолетов. От автожира с прыжковым взлетом вертоплан заимствует авторотирующий несущий винт и сам принцип его раскрутки на старте перед взлетом для приобретения необходимого запаса кинетической энергии для взлета без разбега. Перед взлетом раскрутка несущего винта до заданной частоты вращения производится на оптимальном шаге установки лопастей и может быть механической, как и на автожире с прыжковым взлетом, или газодинамической, базирующейся на использовании сжатого воздуха турбокомпрессоров двигателей. Воздух по трубопроводам подводится к воздушной турбине, соединенной через обгонную муфту с валом несущего винта, или к реактивным соплам на концах лопастей несущего винта как, например, на винтокрыле «Ротодайн». На вертоплане, как и на автожире, отсутствует громоздкая тяжелая с ограниченным ресурсом дорогостоящая трансмиссия, агрегаты и элементы которой подлежат ремонтам и заменам в течение жизненного цикла машин с вертолетным несущим винтом. Для сравнения - вес системы привода вертолетного несущего винта составляет около 17% от веса пустого вертоплана. Весовые затраты на создание системы раскрутки несущего винта вертоплана перед взлетом не превышают 3% от веса пустого вертоплана, как и на автожире с прыжковым взлетом. Взлет совершается за счет кинетической энергии раскрученных лопастей несущего винта. Поэтому данный вертоплан, как и автожир, вследствие отсутствия механической трансмиссии для вращения несущего винта в полете имеет самые высокие среди всех винтокрылых летательных аппаратов весовую отдачу, т.е. максимальный вес перевозимого груза. Авторотирующий винт на малых скоростях полета обеспечивает безопасность полета и исключает сваливание в штопор, свойственный самолетам. Реверс тяги воздушно-реактивных двигателей может быть применен в отличие от самолета не после приземления, а на конечном участке планирования и точного приземления. При этом при посадке вертикальная составляющая скорости полета уменьшается до нулевого значения за счет накопленной кинетической энергии вращения лопастей несущего винта. Авторотирующий несущий винт автожирного типа у такого вертоплана имеет более высокую надежность, меньшую аэродинамическую нагрузку и вес по сравнению с несущим винтом вертолета. На больших скоростях полета за счет максимального перераспределения подъемной силы с ротора несущего винта на крыло такой винт работает на более низких по переменным нагрузкам режимах, чем несущий винт вертолета. Несущий винт вертоплана кратковременно максимально нагружен только на взлете-посадке. На продолжительных режимах полета работа несущего винта существенно облегчена за счет перераспределения нагрузки на крыло. Крыло на крейсерской скорости полета разгружает авторотирующий несущий винт винтокрыла практически полностью, и это многократно снижает его аэродинамическое сопротивление. При необходимости, возможна незначительная по потребляемой мощности подкрутка авторотирующего на сниженных оборотах несущего винта для уменьшения его сопротивления на крейсерской скорости полета. При этом улучшается аэродинамическое качество вертоплана по сравнению с вертолетом. Снижается удельный расход топлива. Увеличивается дальность полета. При значительном снижении подъемной силы с ротор несущего винта циклическое маховое движение лопастей становится незначительным. На взлете-посадке управление аппаратом осуществляется традиционно путем изменения общего и циклического шага несущего винта. Одновременно функционируют и самолетные органы управления.
2
2
Несмотря на очевидные преимущества вертоплан имеет ряд недостатков. Раскрутка несущего винта путем подачи сжатого воздуха в реактивные двигатели, установленные на концах несущих лопастей нерациональна. Эти двигатели создают повышенные, близкие к предельным значениям шумы (до 100 дб) и вибрации. Лонжероны лопастей несущего винта подвергаются большим центробежным нагрузкам, технически сложно использовать для подачи сжатого воздуха с давлением 8-10 кг/см и топлива с давлением 60 кг/см. При нарушении одновременного запуска концевых реактивных двигателей происходит полная разбалансировка несущих винтов. Лобовое сопротивление тянущих воздушных винтов и турбовинтовых двигателей снижает аэродинамическое качество вертоплана. При обдуве крыльев большого размаха потоком воздуха от несущих винтов возникает дополнительная потеря 10-12% подъемной силы. Имеет место увеличение веса от тянущих воздушных винтов, двигателей, вспомогательных узлов и систем, и их синхронизации. Увеличение веса крыла из-за больших нагрузок от консольно закрепленных двигателей, стартеров, редукторов, систем смазки, мотогондол, силовых рам, балки, узлов крепления. Автожирный вариант полета не позволяет неподвижно зависать над объектами. Взлет выполняется только по наклонной траектории с начальным отрывом (с подскоком) от земли на 0,3-0,5 м. Отсутствие вертолетного режима взлета и посадки сужает применение ЛА. Сложность конструкции и большая трудоемкость при изготовлении.
Технической задачей изобретения является увеличение скорости полета и дальности за счет увеличения аэродинамического качества.
Поставленная техническая задача в вертоплане, содержащем фюзеляж, силовую установку, крыло, стабилизатор, несущий винт, рулевой винт, шасси, топливные баки достигается тем, что содержит замкнутое крыло, концентрично расположенное относительно фюзеляжа, с размещаемым в нем топливом; автожирный несущий винт, гибридную силовую установку с управляемыми векторами тяги, стабилизатор с управляемыми газодинамическими и механическими рулями, рулевые вые винты с выдвижными складывающимися лопастями, убирающуюся переднюю стойку колес шасси, основные колеса шасси, убирающиеся в аэродинамические обтекатели; стойки основных опор шасси с амортизаторами, помещенными в аэродинамические обтекатели, нижние опоры стоек основных шасси, расположенные в полу крыльях за крылом, в нижней части центроплана, и являющиеся продолжением крыла с увеличенной несущей поверхностью, с аэродинамическими открывающимися обтекателями-законцовками на полу крыльях для уборки в них основных колес шасси, верхняя часть - над крылом - выполняет функцию аэродинамических гребней, а нижняя часть - под крылом - функцию механизированных створок для уборки шасси.
Техническим результатом, получаемым при осуществлении заявленного изобретения, является создание вертоплана, обладающего свойствами автожира и вертолета с увеличением дальности полета свыше 1400 км и скорости полета 450 км/час.
Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенная конструкция вертоплана имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.
Предложенное техническое решение промышленно применимо, так как может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».
Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности «новизна».
Конструкция и принцип действия предложенного изобретения поясняются чертежами, на которых:
фиг. 1 - проекция левого бока вертоплана,
фиг.2 - вид спереди со сложенными шасси,
фиг. 3 - компоновочный чертеж гибридной силовой установки, позиция «А»;
фиг. 4 - рулевой винт, позиция «Б»;
фиг. 5 - аппарель, совмещенная с грузовыми ствоками и дверью-трапом, позиция «В»;
фиг. 6 - складывающееся колесо основного шасси с аэродинамическими обтекателями и крыльями-обтекателями, позиция «Г»,
фиг. 7 - переднее шасси с выпущенным колесом, позиция «Д»,
фиг. 8 - вариант схемы установки рулевого винта относительно плоскости вращающихся несущих лопастей, удаленной от турбулентной зоны;
фиг. 9 - вид - «спереди», в полете, как пример конкретного исполнения;
фиг. 10 - вид - «сзади», в полете, как пример конкретного исполнения.
Вертоплан содержит: фюзеляж (1), крыло (2); автожирный авторотирующий несущий винт (3) с обтекателем (4); гибридную силовую установку (5), подвесные топливные баки (6), несущие лопасти (7), киль (8) с рулем направления, стабилизатор (9), рулевой винт (10), хвостовую балку (11), основные стойки шасси в аэродинамических обтекателях (12), аэродинамические обтекатели (13) колес основных стоек шасси, аэродинамический обтекатель переднего шасси (14), воздушно-реактивный двигатель (15), редуктор (16), мотор с электрогенератором (17), редуктор (18), муфту сцепления (19), тянущий воздушно-реактивный двигатель (20), лопасти рулевого винта (21), аэродинамический обтекатель рулевого винта (22), дверь-трап (23), аппарель (24), грузовые створки (25), шарниры полу крыла-закрылка (26), аэродинамический гребень-обтекатель (27), створки аэродинамического обтекателя (28), колес (29) основного шасси, полу крылья (30), обтекатель колес передней стойки шасси (31), колеса передней стойки шасси (32).
В центре тяжести «ЦТ» вертоплана концентрично относительно фюзеляжа (1) крепится замкнутое крыло (2) с высоким аэродинамическим качеством, относительно малым весом, большой жесткостью и прочностью. Крыло выполнено аэродинамически чистым, установлено концентрично относительно миделя фюзеляжа с оптимальными просветами между поверхностями крыла и фюзеляжа. Высокое аэродинамическое качество вертоплана достигается за счет перераспределения подъемной силы с ротора авторотирующего несущего винта на замкнутое крыло с большим удлинением. Такое крыло обладает меньшим размахом по сравнению с плоским крылом при равных несущих площадях и уменьшает аэродинамические потери обдува от несущего винта. Стабилизатор выведен из зоны обдува несущим винтом при перемещении на малых скоростях. Замкнутое крыло обладает высокими несущими способностями обеспечивает бессрывное обтекание на углах атаки 43°÷5°. Увеличение аэродинамического качества вертоплана на максимальной скорости обеспечивается снижением оборотов авторотирующего несущего винта, аэродинамическими обводами фюзеляжа, обтекателями шасси и автомата перекоса, размещением основного топлива в крыле и отсутствием рулевого винта в путевом управлении.
Крыло (2) образует верхний и нижний просветы с фюзеляжем (1). Крыло (2) используется в качестве основной емкости для топлива. По мере набора максимальной скорости полета происходит перераспределение основной подъемной силы с авторотирующего несущего винта (3) на крыло (2) со снижением оборотов. Допускается подкрутка несущего винта с потреблением энергии от силовой установки. При этом плоскость вращения лопастей несущего винта находиться в положении устойчивой авторотации с минимальным сопротивлением набегающему потоку.
Фюзеляж выполнен обтекаемой формы для больших скоростей полета. К силовым элементам хвостовой балки (11) крепится киль (8) с рулем направления и стабилизатор (9). Стабилизатор (9) выполнен подобно крылу (2) замкнутой формы и вынесен за контур обдува несущего винта на малых скоростях полета.
Переднее колесо (32) шасси (14) с удлиненной стойкой убирается в фюзеляж (1) и закрывается обтекателем (31). Основные колеса шасси (29) убираются в обтекатели (13) расположенные на крыле (2). Обтекатели нижних стоек шасси выполнены в виде полукрыльев (30) с шарнирами (26). Полукрылья (30) установлены в нижней части центроплана за крылом (2) вдоль по размаху крыла (2), являются продолжением крыла (2) с увеличением хорды последнего. На концах консолей полукрыльев (30) установлены аэродинамические обтекатели (13) основных колес (29) шасси. Верхняя часть обтекателя (13) аэродинамический гребень (27) и ниша для уборки основных колес (29) шасси при взлете. Нижняя часть обтекателя (13) механизированные открывающиеся-закрывающиеся створки (28) для уборки-выпуска основных колес (29) шасси на взлете-посадке.
Функционально взаимосвязанные между собой воздушно-реактивные двигатели (15,20), редукторы (16,18), мотор-генератор (17) и муфта сцепления (19), которые образуют гибридную силовую установку (5). Где ВРД (15) используется для привода несущего винта (3), а тянущий ВРД (20) - для обеспечения максимальной скорости полета. Реактивные струи выхлопных газов ВРД (20), выходящие из сопел, с управляемым вектором тяги обеспечивают работу газодинамических рулей стабилизатора (9) и киля (8) с использованием эффекта Коанда. Электромотор, совмещенный с электрогенератором (17) служит для запуска ВРД (15) и привода несущего винта (3). Электрогенераторы (17) приводятся в действие ВРД (15) и питают все потребители электричества вертоплана в том числе для заряда мощных вторичных источников энергии. В механизированных раскрывающихся аэродинамических обтекателях (22) размещаются рулевые винты со складывающимися лопастями (21). Аппарель (25), грузовые створки (24) с дверью-трапом (23) обеспечивают различные варианты применения. Колеса (29) и колеса (32) шасси выполнены с электроприводами для самостоятельного перемещения вертоплана на земле без запуска основных двигателей.
Вертоплан работает следующим образом. Взлет и полет осуществляется или по-автожирному, или по-вертолетному. В варианте автожира полет выполняется на максимальную дальность с максимальной скоростью. В варианте вертолета - полет выполняется как вспомогательный. Балансировка на взлете и в полете осуществляется с использованием реактивного сопла с изменяемым вектором тяги газодинамических рулей с использованием эффекта Коанда.
Для практической реализации изобретения созданы входящие в состав силовых установок: тянущие бесшумные ВРД, электродвигатели-генераторы, облегченные бесшумные редукторы, энергоемкие источники питания, лазерные свечи, высоко ресурсные реверсивные сопла, превосходящие по техническим характеристикам зарубежные образцы. На них имеются патенты на изобретение. Главным и основным преимуществом в создании вертоплана является то, что он создается путем модернизация существующего, доведенного до совершенства серийного вертолета Ми-8, на серийном заводе, с неизменным производственным циклом и сложившимся кадровым составом опытных специалистов. В процессе создания летательного аппарата возможна облегченная модернизация благодаря использованию узлов и агрегатов, не требующих доработок. К ним относятся: фюзеляж и грузопассажирский салон, кабина пилотов, несущий винт, приборное оборудование, системы обеспечения. С целью снижения затрат на экспериментально-исследовательские и опытно-конструкторские работы имеются ремонтные вертолеты, почти полностью выработавшие свой ресурс.
В настоящее время спроектирована модель вертоплана. Разрабатываются технические задания на проектирование вертоплана и его составных частей. Готовятся технические предложения по созданию новых сборочных стапелей. Прорабатывается вопрос моделирования и испытания отдельных узлов конструкции вертоплана на предприятиях отрасли.