ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА
VERTICAL TAKEOFF AIRCRAFT

Изобретение касается летательного аппарата вертикального взлета с крылом, причем первый блок двигателя и второй блок двигателя установлены на этом крыле с возможностью поворота, причем первый блок двигателя и второй блок двигателя расположены на крыле на расстоянии от законцовки крыла, причем первое расстояние от первого блока двигателя до продольной оси летательного аппарата приблизительно равно второму расстоянию от второго блока двигателя до продольной оси поворота, и при этом первый блок двигателя и второй блок двигателя установлены с возможностью поворота в положение горизонтального полета и в положение вертикального полета.
Летательные аппараты вертикального взлета используются среди прочего как беспилотные летательные аппараты, а также в военной сфере. Такие летательные аппараты обычно имеют два крыла, расположенных на противоположных сторонах фюзеляжа, причем на этих крыльях поворотно установлены по два блока двигателей в несущих элементах, подобранных в соответствии с конкретным назначением и жестко соединенных с крыльями. Известны также летательные аппараты, у которых нет отдельно выполненного фюзеляжа, и крыло образовано из двух полукрыльев, выполненных симметрично вдоль продольной оси, причем на каждом полукрыле поворотно установлены по два блока двигателей в несущих элементах, подобранных в соответствии с конкретным назначением и жестко соединенных с полукрыльями.
Такими несущими элементами могут быть, например, расположенные под крыльями гондолы, в которых блоки двигателей установлены с возможностью поворота друг за другом в направлении полета. Для взлета и посадки или соответственно при полете в режиме зависания блоки двигателей поворачиваются в положение вертикального полета, причем создаваемая одним из блоков двигателей сила тяги действует по существу вертикально в направлении к земле и, тем самым, обеспечивает положение вертикального подъема, снижения и полета в режиме зависания. Как только летательный аппарат достигнет высоты крейсерского полета, блоки двигателей поворачиваются в положение горизонтального полета. В положении горизонтального полета сила тяги, обеспечиваемая блоками двигателей, действует по существу горизонтально против направления полета. Так как у летательного аппарата вертикального взлета по меньшей мере с двумя блоками двигателей, расположенными каждый в одной гондоле, эти блоки двигателей расположены в гондоле друг за другом в направлении полета, то блок двигателя, расположенный в направлении полета впереди, обдувает расположенный за ним блок двигателя. За счет этого КПД летательного аппарата вертикального взлета в положении горизонтального полета снижается по отношению к имеющейся в распоряжении поверхности ометания.
Известно также размещение на крыльях отдельных несущих элементов для блоков двигателей, причем один отдельный несущий элемент размещается над крылом, а другой отдельный несущий элемент - под крылом, и закреплены на крыле неподвижно. Таким образом, блоки двигателей в положении горизонтального полета не обдувают друг друга, так что КПД в положении горизонтального полета повышается. Поскольку блоки двигателей установлены на разной высоте, то они при вертикальном полете вблизи земли испытывают разный эффект влияния близости земли, причем подъемная сила, создаваемая ниже расположенным блоком двигателя, существенно больше, чем подъемная сила от вышерасположенного блока двигателя. Поэтому при вертикальном полете необходимо постоянно регулировать приводную мощность блоков двигателей, расположенных на разной высоте. Это ведет к нестабильным летным характеристикам при вертикальном полете.
Задача изобретения состоит, поэтому, в том, чтобы усовершенствовать известные летательные аппараты вертикального взлета таким образом, чтобы при горизонтальном полете достигался максимальный КПД, а при вертикальном полете обеспечивались максимально стабильные летные характеристики.
Эта задача согласно изобретению решается тем, что в положении горизонтального полета на крыле находятся: первый блок двигателя - над плоскостью крыла, и второй блок двигателя - под плоскостью крыла, а в положении вертикального полета первый блок двигателя и второй блок двигателя располагаются в одной, приблизительно горизонтальной плоскости. Таким путем в фазе вертикального полета вблизи земли достигают единого эффекта влияния близости земли для первого и второго блоков двигателей, так что обеспечивается стабильная летная характеристика, в частности, в фазах взлета и посадки. В положении горизонтального полета первый блок двигателя и второй блок двигателя не обдувают друг друга, так что из-за этого не возникают потери КПД. Первый блок двигателя и второй блок двигателя в положении вертикального полета должен располагаться по возможности в одной горизонтальной плоскости. Незначительные отклонения от такой конструкции, которые могут быть вызваны, например, технологическими допусками, либо совсем не ухудшают летные характеристики, либо ухудшают их лишь незначительно.
Предпочтительно предусмотрено, чтобы первый блок двигателя и второй блок двигателя имеют по одному поворотному рычагу, причем поворотные рычаги опираются с возможностью поворота на крыло. Таким образом ось поворота блоков двигателей может быть задана так, что первый и второй блоки двигателей в положении вертикального полета располагаются по существу в одной горизонтальной плоскости, а в положении горизонтального полета они находятся над плоскостью крыла и под плоскостью крыла. Целесообразно поворотные рычаги расположены на крыле так, что в положении вертикального полета первый блок двигателя располагается в направлении горизонтального полета перед крылом, а второй блок двигателя находится за крылом. При этом поворотные рычаги могут быть выполнены и установлены на крыле таким образом, чтобы первый блок двигателя и второй блок двигателя в положении горизонтального полета располагались по существу в одной вертикальной плоскости под крылом и над крылом. Однако возможно также, чтобы первый блок двигателя и второй блок двигателя в положении горизонтального полета размещались на крыле на расстоянии от вертикальной плоскости.
Летная характеристика летательного аппарата вертикального взлета может быть дополнительно улучшена за счет того, что расстояние от фюзеляжа первого блока двигателя и второго блока двигателя относительно продольной оси летательного аппарата меньше, чем расстояние от законцовок крыла первого блока двигателя и второго блока двигателя относительно оси крыла, проходящей через одну законцовку крыла параллельно указанной продольной оси. Целесообразно размещать блоки двигателей как можно ближе к фюзеляжу. Минимально возможное расстояние от фюзеляжа ограничивается, например, диаметром ротора первого блока двигателя или второго блока двигателя.
Целесообразно всю нагрузку от блоков двигателей передавать на фюзеляж через один или несколько подходящих лонжеронов, расположенных внутри крыла. Поскольку блоки двигателей располагаются на крыльях вблизи фюзеляжа, то можно использовать более легкую конструкцию крыла, так как нагрузку от блоков двигателей необходимо передавать на фюзеляж лишь посредством небольшой части крыла.
Вследствие установки блоков двигателей перед крылом и за крылом последнее может быть удлинено и, тем самым, создано дополнительное удлинение крыла. Благодаря этому снижается индуктивное сопротивление крыла в горизонтальном полете, и летные характеристики улучшаются.
Кроме того, за счет размещения блоков двигателей вблизи фюзеляжа конструкция крыла в целом становится жестче, так что в крыльях или, соответственно, силовых лонжеронах возникают меньшие изгибные колебания. Благодаря этому, в частности, улучшается маневренность в положении вертикального полета и обеспечивается более спокойная летная характеристика.
Согласно изобретению предпочтительно разместить на крыле устройство для поворота, а первый блок двигателя и второй блок двигателя соединить с устройством для поворота с возможностью взаимодействия. За счет совместного использования этого устройства для поворота с первым и со вторым блоком двигателя можно дополнительно снизить вес крыла и еще больше улучшить летную характеристику летательного аппарата вертикального взлета.
Для обеспечения максимально простого управления летательным аппаратом вертикального взлета и возможности реализовать за счет этого более стабильную летную характеристику согласно изобретению предусматривается, что поворотное движение первого блока двигателя связано с поворотным движением второго блока двигателя. За счет связанности поворотного движения можно к тому же отказаться от сложных отдельных двигателей для независимого поворачивания блоков двигателей и использовать особенно экономичные и легкие устройства для поворота.
В одном особенно предпочтительном варианте осуществления предлагаемого изобретением летательного аппарата вертикального взлета предусмотрено, что первый блок двигателя и второй блок двигателя образуют одно приводное устройство, и на крыле по меньшей мере два приводных устройства установлены на расстоянии друг от друга. Чтобы повысить степень резервирования, можно дополнительно расположить на крыле два или три приводных устройства. Однако, при необходимости, на крыле может быть установлено и более трех приводных устройств.
Особенно экономичная конструкция и особенно хорошая летная характеристика согласно изобретению обеспечиваются за счет того, что первый блок двигателя и второй блок двигателя представляют собой двигатели воздушных винтов или двигатели импеллеров или реактивные двигатели. Двигатели воздушных винтов целесообразно выполнять неподвижными или с возможностью перестановки лопастей несущего винта.
Другие преимущества и варианты выполнения летательного аппарата вертикального взлета поясняются далее более подробно на примерах выполнения, представленных на чертежах.
При этом показано следующее:
фиг. 1 - схематичное изображение летательного аппарата вертикального взлета с расположенными по бокам фюзеляжа крыльями, в горизонтальном полете,
фиг. 2 - схематичное изображение летательного аппарата вертикального взлета с расположенными по бокам фюзеляжа крыльями, в вертикальном полете,
фиг. 3 - схематичное изображение летательного аппарата вертикального взлета без хвостового оперения в горизонтальном полете с крыльями, расположенными на верхней части фюзеляжа,
фиг. 4a - схематичный вид сверху летательного аппарата вертикального взлета в вертикальном полете с двумя приводными устройствами на каждом крыле,
фиг. 4b - схематичный вид спереди летательного аппарата вертикального взлета по фиг. 4a в горизонтальном полете,
фиг. 5 - схематичное изображение устройства для поворота с расположенными на этом устройстве для поворота блоками двигателей.
На фиг. 1 и 2 показаны схематичные изображения летательного аппарата 1 вертикального взлета с крыльями 3, расположенными по одному с каждой из противоположных сторон фюзеляжа 2. На крыльях 3 установлено с возможностью поворота по одному первому блоку 4 двигателя и одному второму блоку 5 двигателя. Первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя имеют по одному воздушному винту 6 и одному поворотному рычагу 7. Поворотные рычаги 7 расположены на крыльях 3 с возможностью поворота, причем связанное поворотное движение запускается и осуществляется расположенными на крыльях 3 устройствами 8 для поворота.
Первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя расположены на крыльях 3 таким образом, что расстояние 9 от фюзеляжа блоков 4 и 5 двигателя относительно продольной оси 10 летательного аппарата 1 вертикального взлета меньше, чем расстояние 11 от законцовок крыльев первого блока 4 двигателя и второго блока 5 двигателя относительно оси 13 крыла, проходящей через одну законцовку 12 крыла параллельно упомянутой продольной оси 10.
На фиг. 1 первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя показаны в положении горизонтального полета, тогда как на фиг. 2 первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя показаны в положении вертикального полета.
На фиг. 3 схематично представлен летательный аппарат 1 вертикального взлета без хвостового оперения и с двумя крыльями 3, расположенными на верхней стороне фюзеляжа 2.
На фиг. 4a схематично показан вид сверху, а на фиг. 4b схематично показан вид спереди летательного аппарата 1 вертикального взлета с двумя крыльями 3, расположенными на противоположных сторонах фюзеляжа 2, причем на крыльях 3 установлено по два приводных устройства 14. Каждое приводное устройство 14 имеет по одному первому блоку 4 двигателя и одному второму блоку 5 двигателя, которые с помощью поворотных рычагов установлены на крыльях 3 с возможностью поворота.
Летательный аппарат 1 вертикального взлета показан на фиг. 4a в фазе вертикального полета. На фиг. 4b блоки 4 и 5 двигателей показаны в положении горизонтального полета.
На фиг. 5 схематично представлено устройство 8 для поворота с двумя приводными роликами 16, приводимыми в действие приводным ремнем 15. Приводной ремень 15 закреплен соответственно в точках 17 отметки на приводных роликах 16. Положение приводного ремня 15 может быть изменено с помощью лебедки 18. Для монтажа и демонтажа приводного ремня 15 на этом приводном ремне 15 предусмотрено натяжное устройство 19.
На приводных роликах 16 установлены первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя. Первый блок 4 двигателя и второй блок 5 двигателя имеют по одному поворотному рычагу 7 и по одному воздушному винту 6, расположенному на соответствующем поворотном рычаге 7.
За счет изменения положения приводного ремня 15 с помощью лебедки 18 осуществляется связанный поворот приводных роликов 16. Для привода лебедки 18 может использоваться, например, не представленный электрический сервопривод.