ПИЛОТИРУЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ВОДОРОДНЫМ МОДУЛЕМ
MANNED VTOL AIRCRAFT WITH EXTRA HYDROGEN MODULE

Изобретение относится к области авиационных летательных аппаратов тяжелее воздуха и, в частности, к пилотируемым летательным аппаратам вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем.
Известна конструкция вертолета МИ-8, состоящая из фюзеляжа, несущего винта, хвостового винта, опорных колес [1].
Это техническое решение имеет следующие недостатки: низкая активная безопасность; большие продольные и поперечные габариты из-за наличия длинной хвостовой балки и большого диаметра несущего винта, что в экстренной ситуации не позволяет пилоту полноценно почувствовать габариты вертолета и избежать столкновения с воздушными линиями электропередачи, деревьями, зданиями и сооружениями; низкая пассивная безопасность: при столкновении несущего винта с препятствием он мгновенно разрушается, части винта с большой скоростью разлетаются по всем направлениям и представляют большую опасность не только для пилота и пассажиров, разрушая силовой каркас вертолета, но и для окружающих людей. При столкновении хвостового винта с препятствием он разрушается, перестает компенсировать реактивный крутящий момент, вертолет начинает вращаться вокруг вертикальной оси, несущий винт теряет тягу, вертолет падает и при столкновении с землей фюзеляж либо выдерживает вертикальные перегрузки, либо разрушается, при этом несущий винт может задеть грунт и также разрушиться.
Наиболее близким техническим решением по отношению к предложенному является пилотируемый летательный аппарат (типа летающая тарелка), состоящий из фюзеляжа, двигателя и несущего винта вертикального подъема [2].
Основными недостатками этого летательного аппарата являются:
использование в качестве получения подъемной силы небольшой части верхней поверхности аппарата, в частности только кольцевой площадки составного крыла, в то время как поверхность купола при подъеме и полете на малых скоростях не участвует в образовании подъемной силы по закону аэродинамики. В процессе получения подъемной силы участвует только воздух, имея относительно небольшую скорость по сравнению с продуктами сгорания реактивного двигателя, таким образом, значительно уменьшая возможную подъемную силу, которая по закону аэродинамики сильно зависит от скорости газа над крылом;
высокое сопротивление воздуха узкой кольцевой щели на входе и щелевидных отверстий на выходе, сложность конструкции в связи с применением редуктора, двух двигателей, устройства поворота лопастей и, как следствие, увеличение массы летательного аппарата;
уменьшение эффективности работы винта вертикального подъема, так как он стоит после кольцеобразного крыла и работает на всасывание при большом сопротивлении узкой кольцеобразной щели.
Заявитель ставил перед собой задачу разработки новой конструкции высокоэффективного летательного аппарата вертикального взлета и посадки, характеризующегося низким расходом топлива, простотой конструкции и высокой подъемной силой, высоким уровнем активной и пассивной безопасности, простым и удобным управлением, способностью возвращаться в положение равновесия при отклонении оси симметрии от вертикального положения на основе использования сочетания принципов создания подъемной силы самолета и вертолета.
Вышеуказанный технический положительный результат был достигнут за счет новой совокупности существенных конструктивных признаков предложенного пилотируемого летательного аппарата вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем, изложенной в нижепредставленной формуле изобретения: «пилотируемый летательный аппарат вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем, состоящий из фюзеляжа, стартового двигателя и несущего винта; верхняя часть имеющего вертикальную ось вращения фюзеляжа, выполненная по форме выпуклой или вогнутой фигур вращения, состоит из скрепленных между собой вертикальных лейнеров, горизонтальных шпангоутов и моторамы, образующих закрытый оболочкой ее каркас, нижняя часть фюзеляжа, выполненная по форме вытянутой выпуклой фигуры вращения, состоит из скрепленных между собой вертикальных лейнеров и горизонтальных шпангоутов, образующих закрытый оболочкой ее каркас, верхняя и нижняя части фюзеляжа скреплены друг с другом и в месте стыка скрепления на нижней части фюзеляжа расположены кронштейны с закрепленными на них упругими стойками колесного шасси, закрепленный на мотораме в верхней части фюзеляжа и соединенный с электронным блоком управления стартовый двигатель выполнен как двигатель внутреннего сгорания или турбовинтовой двигатель, на верхней перегородке моторамы установлен делитель потока, выполненный в форме вогнутой фигуры вращения, на валу стартового двигателя установлен мотор-генератор, подключенный к электронному блоку управления, при этом несущий винт аппарата закреплен на выходном валу стартового двигателя и расположен в полости аэродинамического кольца, состоящего из верхнего и нижнего плоских колец, скрепленных радиально расположенными шпангоутами на верхних шипах пилонов и обшитых изнутри и снаружи цилиндрическими оболочками, пилоны нижними шипами закреплены на мотораме, аэродинамическое кольцо выполнено с верхним аэродинамическим элементом в форме усеченного тора и нижним аэродинамическим элементом в виде дюзы, на переднем и заднем пилонах радиально расположены дополнительные электрические двигатели с рулевыми винтами, связанные с электронной системой стабилизации, входящей в электронный блок управления, в верхней части фюзеляжа ниже аэродинамического кольца на пилонах расположено верхнее замкнутое кольцевое крыло с закрылками, снабженными электромеханическими приводами, соединенными кабелями с электронным блоком управления, одновременно на пилонах расположено нижнее кольцевое крыло, кабина пилота, ограниченная верхней и нижней перегородками и включающая органы управления, приборную панель, кресло пилота, кресло пассажира, жгут проводов от органов управления и электронный блок управления, на нижней перегородке закреплена аккумуляторная батарея, питающая посредством кабеля электронный блок управления, в нижнем отсеке фюзеляжа установлены аккумуляторы-баки водорода и кислорода, выполненные в форме тора, по осевой центральной линии аппарата установлен связанный с электронным блоком управления форсажный реактивный двигатель с отклоняемым вектором тяги на электроприводах, закрепленных на нижней перегородке, вышеупомянутые аккумуляторы-баки водорода и кислорода имеют патрубки подачи жидкого азота, заправочные патрубки жидкого водорода и жидкого кислорода и топливопроводы водорода и кислорода к вышеуказанному двигателю, на боковых пилонах установлены открывающиеся обтекатели, внутри которых помещены парашюты и электромеханические приводы выброса парашютов, связанные с электронным блоком управления; выпуклая верхняя часть фюзеляжа выполнена в форме полусферы; нижняя часть фюзеляжа выполнена в форме половины эллипсоида вращения; верхняя часть фюзеляжа выполнена по форме вогнутой закрытой торовой поверхности; стартовый двигатель внутреннего сгорания содержит управляемый от электромеханического привода карбюратор, к которому подсоединен топливопровод, связанный с расположенным на верхней перегородке моторамы топливным баком, выпускной патрубок с глушителем, закрепленный на внутренней поверхности моторамы блок зажигания, связанный посредством высоковольтного провода со свечей зажигания и через входящий в него кабель - с электронным блоком управления; стартовый турбовинтовой двигатель состоит из турбины, редуктора, мотор-генератора, выпускного коллектора, при этом к турбине подходят топливопровод, кабель управления подачей топлива и стартером и кабель зажигания, причем на выходной вал турбины установлен несущий винт; на аэродинамическом кольце шарнирно закреплены крылья, имеющие электромеханический привод от органов управления; под аэродинамическим кольцом на пилонах шарнирно закреплены закрылки, выполненные в виде профиля крыла и имеющие механический привод от органов управления».
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид пилотируемого летательного аппарата вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем с выпуклой верхней частью фюзеляжа, выполненного согласно настоящему изобретению, вид сбоку; на фиг. 2 - то же, что на фиг. 1, вид спереди; на фиг. 3 - то же, что на фиг. 1, вид сверху; на фиг. 4 - аккумулятор-бак водорода и кислорода, вид сверху; на фиг. 5 - то же, что на фиг. 1, вариант с вогнутой верхней частью фюзеляжа, вид сбоку; на фиг. 6 - то же, что на фиг. 5, вид спереди; на фиг. 7 - то же, что на фиг. 6, показаны дополнительные крылья; на фиг. 8 - то же, что на фиг. 7, вид сверху; на фиг. 9 - то же, что на фиг. 2, показан механический привод выброса парашютов посредством троса и кольца; на фиг 10 - то же, что на фиг. 1, показан стартовый турбовинтовой двигатель; на фиг. 11 - показан заявляемый летательный аппарат на фиг. 1 в режиме взлета; на фиг. 12 - показан заявляемый летательный аппарат в режиме полета на высоту до 10 км; на фиг. 13 - показан заявляемый летательный аппарат при работе форсажного реактивного двигателя с отклоняемым вектором тяги; на фиг. 14 - то же, что на фиг. 13, при работе форсажного реактивного двигателя в режиме набора высоты до 50 км; на фиг. 15 показан заявляемый летательный аппарат в режиме торможения при помощи несущего винта; на фиг. 16 показано приземление заявляемого летательного аппарата на парашютах при отказе всех бортовых систем, вид спереди; на фиг. 17 показан заявляемый летательный аппарат в равновесном положении, вид сверху; на фиг. 18 показан заявляемый летательный аппарат в режиме поворота против часовой стрелки, вид сверху; на фиг. 19 показан заявляемый летательный аппарат в режиме поворота по часовой стрелке, вид сверху; на фиг. 20 показан заявляемый летательный аппарат в режиме авторотации (вращения с окружной скоростью V на крыле) для обеспечения безопасного снижения (приземления) аппарата.
Предлагаемый пилотируемый летательный аппарат вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем содержит расположенный по вертикальной оси симметрии фюзеляж 1, стартовый двигатель 2 и несущий винт 3. Верхняя часть 4 фюзеляжа 1 выполняется по форме выпуклой, например, полусферы или вогнутой фигур вращения. Нижняя часть 5 фюзеляжа 1 выполняется по форме вытянутой выпуклой фигуры вращения, например половины эллипсоида вращения. Верхняя часть 4 фюзеляжа 1 состоит из скрепленных между собой вертикальных лейнеров 6, горизонтальных шпангоутов 7 и моторамы 8, составляющих каркас верхней части 4 фюзеляжа 1; поверх данного каркаса закрепляется оболочка 9. В свою очередь, нижняя часть 5 фюзеляжа 1 состоит из скрепленных между собой вертикальных лейнеров 10 и горизонтальных шпангоутов 11, составляющих каркас нижней части 5 фюзеляжа 1, поверх которого закрепляется оболочка 12. Верхняя и нижняя части 4, 5 фюзеляжа 1 скрепляются друг с другом и в месте стыка на нижней части 5 фюзеляжа 1 устанавливаются кронштейны 13, на которые крепятся упругие стойки 14 шасси с колесами 15.
Стартовый двигатель 2 является, например, двигателем внутреннего сгорания, и он закрепляется на мотораме 8 в верхней части 4 фюзеляжа 1. Из двигателя 2 выходит выпускной патрубок 16, на который надет глушитель 17. На внутренней поверхности моторамы 8 закрепляется блок зажигания 18, из которого выходит высоковольтный провод 19 к свече зажигания 20. В блок зажигания 18 вводится кабель 21, идущий от электронного блока управления 22. Карбюратор 23 двигателя 2 работает от электромеханического привода 24, связанного кабелем 25 с электронным блоком управления 22. К карбюратору 23 подсоединяется топливопровод 26, связанный с топливным баком 27. На мотораме 8 устанавливается делитель потока 28 в форме вогнутой фигуры вращения, а на валу двигателя 2 устанавливается мотор-генератор 29, подключенный кабелем 30 к электронному блоку управления 22. На выходном валу двигателя 2 также крепится несущий винт 3 и располагается в полости аэродинамического кольца 31, которое состоит из верхнего и нижнего плоских колец 32 и 33, скрепленных радиально расположенными шпангоутами 34. Аэродинамическое кольцо 31 обшито изнутри и снаружи цилиндрическими оболочками 35 и 36, закрепляется на верхних шипах пилонов 37, нижними шипами закрепленными на мотораме 8, и имеет верхний аэродинамический элемент 38 в форме усеченного тора и нижний аэродинамический элемент 39 в виде дюзы. На переднем и заднем пилонах 37 радиально располагаются электрические двигатели 40 с рулевыми винтами 41, связанные кабелями 42 с электронным блоком управления 22. В области верхней части 4 фюзеляжа 1 ниже аэродинамического кольца 31 на пилонах 43 располагается верхнее замкнутое кольцевое крыло 44 с закрылками 45, имеющими электромеханические приводы 46, связанные кабелями 47 с электронным блоком управления 22. На пилонах 48 располагается нижнее замкнутое кольцевое крыло 49.
Кабина пилота ограничена верхней 50 и нижней 51 перегородками и включает органы управления 52, приборную панель 53, кресло пилота 54, жгут проводов 55 от органов управления и электронный блок управления 22. На нижней перегородке 51 крепится аккумуляторная батарея 56, которая питает электронный блок управления 22 или заряжается от мотор-генератора 29 через кабель 57.
В нижнем отсеке нижней части 5 фюзеляжа 1 устанавливаются аккумуляторы-баки 58, 59 водорода и кислорода в форме тора. Точно по центральной вертикальной оси фюзеляжа 1 устанавливается реактивный (форсажный с отклоняемым вектором тяги) двигатель 60, работающий на электроприводах 61, закрепляемых на нижней перегородке 51 и соединенных кабелями 62 с электронным блоком управления 22. Аккумуляторы-баки 58, 59 водорода и кислорода имеют патрубки 63 подачи жидкого азота, заправочные патрубки 64, 65 жидкого водорода и жидкого кислорода, топливопроводы 66, 67 водорода и кислорода к реактивному двигателю 60. Реактивный двигатель 60 связан кабелем 68 с электронным блоком управления 22.
На боковых пилонах 37 устанавливаются открывающиеся обтекатели 69, внутри которых располагаются сложенные парашюты 70 и электромеханические приводы 71 выброса парашютов 70, связанные кабелями 72 с электронным блоком управления 22 (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4).
Верхняя часть 73 фюзеляжа 1 (фиг. 5, 6) может быть выполнена по форме вогнутой фигуры вращения, например по форме вогнутой закрытой торовой поверхности.
На наружных боковых поверхностях аэродинамического кольца 31 на кронштейнах 74 могут быть шарнирно закреплены крылья 75, которые имеют электромеханические приводы 76, связанные кабелем 77 с электронным блоком управления 22. На крыльях 75 шарнирно устанавливаются закрылки 78, которые имеют электромеханические приводы 79, связанные кабелями 80 с электронным блоком управления 22 (фиг. 7, 8).
Привод 81 выброса парашютов 70 может быть выполнен механическим с помощью троса 82 и кольца 83, размещенного на кресле пилота 54 (фиг. 9).
Стартовый двигатель 2 может быть выполнен как турбовинтовой двигатель 84, закрепляемый на мотораме 8. Он состоит из турбины 85, редуктора 86, мотор-генератора 87, выпускного коллектора 88. К турбине 85 подходит топливопровод 26, кабель 89 управления подачей топлива, мотор-генератором, кабель зажигания 90; на выходной вал турбины 85 установлен несущий винт 3 (фиг. 10).
Изобретение работает следующим образом.
Режим взлета. На режиме взлета пилот дает команду с органов управления 52 на электронный блок управления 22, который выдает соответствующий электрический сигнал по кабелю 25 на электромеханический привод 24 карбюратора 23, при этом обороты стартового двигателя 2 повышаются, тяга несущего винта 3 увеличивается; одновременно с этим электронный блок управления 22 выдает электрический сигнал на работу электромеханических приводов 46, которые перемещают закрылки 45 вниз, также увеличивая подъемную силу; параллельно электронный блок управления 22 отслеживает малейшие угловые перемещения вокруг вертикальной оси и включает в работу электрические двигатели 40 с рулевыми винтами 41, которые в каждый момент времени уравновешивают реактивный крутящий момент от двигателя 2 и несущего винта 3. Наступает момент, когда сила тяги несущего винта 3 и подъемная сила на кольцевых крыльях 44 и 49 превышают силу тяжести летательного аппарата, и он взлетает (фиг. 11). Порядок работы стартового турбовинтового двигателя 83 аналогичен порядку работы двигателя 2 внутреннего сгорания.
Режим полета на высоте до 10 км. В режиме полета пилот дает команду с органов управления 52 на электронный блок управления 22, который выдает соответствующий электрический сигнал на работу электромеханических приводов 46, при этом передний закрылок поднимается вверх, уменьшая подъемную силу, а задний закрылок опускается вниз, увеличивая подъемную силу, одновременно электронный блок управления 22 дает электрический сигнал по кабелю 25 на электромеханический привод 24 карбюратора 23, несколько повышая обороты стартового двигателя 2 и тягу винта 3 в зависимости от выбранной скорости (фиг. 12).
Режим полета на высоте до 50 км, работа водородного модуля. Потолок для летательных аппаратов вертолетного типа - 10 км, далее работа воздушного винта становится неэффективной и предлагается использование дополнительного реактивного двигателя на водороде и кислороде. Сначала пилот включает в работу реактивный двигатель 60 через органы управления 52, электронный блок управления 22, кабель 68; далее пилот через органы управления 52 посылает сигнал на электронный блок управления 22 на выключение стартового двигателя 2, при этом перестает поступать напряжение на свечу зажигания 20. Далее нужно вывести летательный аппарат на более пологую траекторию движения относительно линии горизонта. Для этого пилот дает соответствующую команду через органы управления 52 на электронный блок управления 22, с которого соответствующий электрический сигнал поступает на электроприводы 61 через кабели 62. Тогда реактивный двигатель 60 поворачивается относительно продольной оси фюзеляжа, создавая поворотный момент и заставляя летательный аппарат уходить на более пологую траекторию с более высокой скоростью. Образование поворотного момента при работе реактивного двигателя с отклоняемым вектором тяги пояснено на фиг. 13. Корректировка траектории, таким образом, может происходить на всей продолжительности полета при работе реактивного двигателя. После выхода на оптимальную траекторию набора высоты электроприводы 61 возвращают реактивный двигатель в исходное положение, и набор высоты продолжается вплоть до потолка 50 км (фиг. 14).
Торможение при помощи несущего винта 3. При снижении летательный аппарат разворачивает потоком воздуха, так как сопротивление кольцевых крыльев 44, 49 больше, чем нижней части 5 фюзеляжа 1; в дополнение к этому в работу включается несущий винт 3, который также поглощает часть набранной кинетической энергии и уменьшает скорость снижения (фиг. 15).
Приземление с помощью парашютов 70. Приземление на парашютах 70 может происходить как при отказе двигателя 2, при этом электронный блок управления 22 автоматически по кабелям 72 посылает электрический сигнал на электромеханические приводы 71 выброса парашютов 70, так и при отказе всех бортовых систем. В этом случае пилот тянет за кольцо 82, расположенное на кресле пилота 54 (фиг. 9, фиг. 16).
R
Дв
Поворот вокруг вертикальной оси. По умолчанию электронный блок управления 22 отслеживает малейшие угловые перемещения вокруг вертикальной оси и включает в работу электрические двигатели 40 с рулевыми винтами 41, которые в каждый момент времени создают суммарный момент M и уравновешивают реактивный крутящий момент M от двигателя 2 и несущего винта 3. Таким образом, по умолчанию летательный аппарат находится в равновесном положении (фиг. 17). Начало поворота летательного аппарата против часовой стрелки, если смотреть сверху, характеризуется усиленной работой электрических двигателей 40 с рулевыми винтами 41, при этом усиление электрического сигнала контролируется электронным блоком управления 22 и по требованию органов управления 52 (фиг. 18). Электрические двигатели 40 с рулевыми винтами 41 работают в таком режиме в течение времени, необходимого для поворота на заданный угол. При завершении поворота происходит возвращение режима работы электрических двигателей 40 с рулевыми винтами 41 в исходный режим и дальнейшее кратковременное уменьшение оборотов, при этом возникает тормозящий момент, останавливающий поворот фюзеляжа 1. Для поворота по часовой стрелке пилот подает посредством органов управления 52 соответствующую команду в электронный блок управления 22, который управляет работой электрических двигателей 40 с рулевыми винтами 41, которые, в свою очередь, уменьшают обороты и соответственно тягу, а летательный аппарат при этом поворачивается по часовой стрелке (фиг. 19). По завершению необходимого поворота летательного аппарата электрические двигатели 40 с рулевыми винтами 41 кратковременно увеличивают обороты, компенсируют приданный момент импульса и возвращаются в исходное положение.
Боковые крылья 75 позволяют использовать явление авторотации для безопасного приземления - когда вся площадь круга, ометаемого боковыми крыльями 75 при вращении, участвует в торможении летательного аппарата. Для этого по кабелям 80 подается электрический сигнал на электромеханические приводы 79 для поворота одного закрылка 78 вниз, а другого вверх, при этом возникает поворачивающий момент, который вращает крылья 75, а вместе с ними и летательный аппарат с окружной скоростью V на крыле (фиг. 20).
Предлагаемый пилотируемый летательный аппарат вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем характеризуется существенными преимуществами в сравнении с известными техническими решениями аналогичного назначения. Каркасная конструкция фюзеляжа и оптимальная компоновка летательного аппарата обеспечивают высокую жесткость конструкции, значительный запас прочности при перегрузках и, как следствие, существенное повышение активной и пассивной безопасности.
Достоинство на малых скоростях полета заявленного летательного аппарата - остойчивость, то есть это способность возвращаться в положение равновесия при отклонении оси симметрии от вертикального положения. Здесь важную роль играют как система стабилизации, включающая в себя замкнутые кольцевые крылья с закрылками, имеющими электромеханический привод, связанный с электронным блоком управления, так и компоновка - расположение центра тяжести как можно ниже. Особенно это относится к взлету и посадке: управление должно быть удобным и простым.
Отличительной особенностью этого летательного аппарата является маневренность: движение влево, вправо, назад, вперед, вертикально вверх, вертикально вниз.
При взлете и посадке на грунт в связи с тем, что забор воздуха для работы двигателя происходит либо из самой верхней точки летательного аппарата, либо внутри фюзеляжа, то многократно уменьшается забор воздуха с песком, пылью, частицами грунта, травой, листьями. Особенно эта проблема актуальна при посадке на песчаный грунт, когда поднимаются клубы пыли, песка, растительность.
Основное внимание авторы уделяли проблеме активной безопасности своего летательного аппарата. При отказе основного двигателя с помощью кратковременной работы мотор-генератора может быть погашено до 30% веса летательного аппарата. При наличии двух крыльев можно также осуществить свободный полет и погасить до 50% действия силы тяжести. Упругие стойки шасси погасят кинетическую энергию при приземлении. В случае отказа бортовых систем у пилота есть шанс выпустить парашюты и приземлиться.
Таким образом, заявляемая конструкция пилотируемого летательного аппарата вертикального взлета и посадки с дополнительным водородным модулем, по мнению авторов, является наиболее безопасной на скоростях полета до 300 км/ч.
В настоящее время авторы работают над изготовлением и проверкой работоспособности отдельных узлов заявляемого летательного аппарата, сборкой его модели (демонстрировалась на воздушном салоне летом этого года в Жуковском Московской области) в целом и испытаниями в реальных полевых условиях (как проходит данная работа, можно видеть из прилагаемых к материалам заявки пяти фотографий).
Источники информации
[1]. Журнал «Техника молодежи» №1, стр. 32, 1970.
[2]. Описание изобретения к патенту РФ №2365522 «Летающая тарелка», B64C 39/06, B64C 27/20, B64C 29/02, заявлено 21.01.2008, опубликовано 27.08.2009.
[3]. Описание изобретения к патенту РФ №2303558 «Вертосамолет», B64C 27/04, заявлено 09.09.2005, опубликовано 27.07.2007.
[4]. Описание изобретения к патенту РФ №2266846 «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки», B64C 29/02, B64C 21/04, заявлено 20.01.2004, опубликовано 27.12.2005.
[5]. Описание изобретения к патенту РФ №2063908 «Летательный аппарат Белашова», B64C 27/08, заявлено 28.10.1993, опубликовано 20.07.1996.