Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Изобретение может быть использовано во всех областях традиционного применения самолетов, вертолетов, конвертопланов, беспилотных летательных аппаратов.
Уровень техники
Известен конвертоплан (Патент RU № 2635431 С1, МПК B64C37/00 - 13.11.2017, Бюл. №32), содержащий фюзеляж, пару крыльев: переднее и заднее, силовые установки, содержащие двигатели и воздушные винты, шасси, пилоны, выполненные с возможностью вращения, две подъемные силовые установки, расположенные на пилонах с двумя степенями свободы по углам тангажа и рыска по бокам фюзеляжа, с возможностью фиксации положения и убираться при горизонтальном полете вперед или назад в ниши фюзеляжа. Маршевая силовая установка расположена на пилоне с двумя степенями свободы по углам крена и тангажа с возможностью фиксации положения в носовой или кормовой частях фюзеляжа.
Недостатками данного технического решения являются: конвертоплан статически неустойчив во взлетно-посадочном режиме в случае отказа маршевой силовой установки; высокая техническая сложность и вес пилона маршевой силовой установки в силу наличия двух степеней свободы у этого пилона; при использовании в маршевой силовой установке двигателей внутреннего сгорания (поршневого или газотурбинного) в силу низкой приемистости этих двигателей и нелинейных передаточных функций, возникает необходимость использования в маршевой силовой установке винта изменяемого шага, или регулируемого сопла, что существенно увеличивает техническую сложность системы управления, а также добавляет вес пустого, снижает аэродинамическое качество в горизонтальном полете, снижает надежность и увеличивает техническую сложность маршевой силовой установки; во взлетно-посадочном режиме полета, в случае применения винта фиксированного шага, КПД винта маршевой силовой установки составит не более 20 %, при норме 60 — 70 %, что приводит к перерасходу энергии во взлетно-посадочном режиме полета.
Известен конвертоплан (Патент RU №2456209 С1. МПК B64C37/00 -  20.07.2012, Бюл. №20), включающий фюзеляж, крыло, двигатели, оперение, шасси. На крыле располагаются пилоны, выполненные с возможностью вращения. На пилонах установлены два передних двигателя. Задний двигатель установлен на киле-пилоне. Стойки шасси совмещены с пилонами крыла и килем соответственно. Обеспечивается балансировка летательного аппарата на всех режимах полета.
К недостаткам данного конвертоплана для случая фиксированной установки маршевой силовой установки следует отнести: конвертоплан статически неустойчив во взлетно-посадочном режиме полета. Это приводит к высокой нагрузке на сервоприводы пилонов подъемных силовых установок, к сложной системе управления и ограничению по ветровым нагрузкам; высокая техническая сложность конструкции и повышенный вес пилона.
В аналогах применение электродвигателей в силовых установках не вызывает трудностей. Все три схемы имеют приблизительно одинаковые возможности для этого. Но в результате мы привязаны к электрическим источникам энергии, а их удельная энергоемкость в десятки раз хуже бензина. Применение гибридного двигателя в качестве источника питания приведет к тому, что конвертоплан будет возить сам себя. Т.е. нужен конвертоплан работающий на двигателях внутреннего сгорания. Как вариант, в подъемных силовых установках использовать электрические двигатели, а в маршевой силовой установке двигатель внутреннего сгорания. В силу того, что КПД воздушного винта маршевой силовой установки в 2 — 3 раза ниже теоретически достижимого и руление возможно только с применением винта изменяемого шага, плюс механизм поворота имеет вес и энергопотребление, все это вместе приводит к тому, что маршевую силовую установку выгоднее (и по весу, и по сложности, и по КПД) установить жестко и взлет-посадку совершать на подъемных силовых установках. Собственно, заявка — прототип и эта заявка посвящены решению этого вопроса. В прототипе недостаточная статическая устойчивость как минимум приведет к излишним нагрузкам на сервоприводы и трудностям при создании системы управления (известно, что системы управления для устойчивых систем проще, чем для статически неустойчивых), а как максимум к ограничениям полетов по ветровым нагрузкам и авариям. Кроме того, механизм складывания лопастей воздушных винтов подъемных силовых установок в прототипах недостаточно надежен, это связано с тем, лопасти перед укладкой не фиксируются. Далее, ниша фюзеляжа, предназначенная для уборки подъемных силовых, имеет большой потребный объем, особенно это касается случая уборки подъемных силовых установок назад.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей заявляемого изобретения является создание летательного аппарата, предназначенного для транспортирования, простой конструкции, сбалансированного на всех режимах полета, способного совершать горизонтальный полет, вертикальный взлет – посадку и зависать на одном месте. Полезность заявленного летательного аппарата заключается в возможности взлета и посадки с минимальной по габаритам площадки и в сокращении времени транспортирования за счет возможности максимально близко доставить целевую нагрузку до потребителя
Техническим результатом заявленного изобретения является увеличение надежности, устойчивости и управляемости летательного аппарата во взлетно-посадочном режиме полета, снижение веса пустого, увеличение дальности и продолжительности полета летательного аппарата.
Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж, по меньшей мере один киль, пару крыльев: переднее и заднее, две подъемные силовые установки с воздушными винтами, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, маршевую силовую установку, причем подъемные силовые установки во взлетно-посадочном режиме полета на пилонах подняты выше фюзеляжа,  при этом оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены относительно связанной системы координат и выполнены с возможностью укладки  подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа, причем оси вращения подъемных силовых установок относительно пилонов  наклонены относительно пилонов с возможностью обеспечения поворота подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа связанной системы координат,  и подъемная силовая установка выполнена с возможностью складывания в нишу фюзеляжа совместным поворотом относительно обеих осей поворота пилона,  причем подъемные силовые установки выполнены с возможностью переворота воздушными винтами вниз, а на пилонах подъемных силовых установок расположены фиксаторы воздушных винтов.
В частном случае реализации заявленного технического решения подъемные силовые установки выполнены на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе газотурбинного двигателя.
В частном случае реализации заявленного технического решения воздушные винты подъемных силовых установок выполнены со складными воздушными винтами фиксированного или изменяемого шага.
В частном случае реализации заявленного технического решения фиксаторы воздушных винтов подъемных силовых установок выполнены с возможностью фиксации в трех положениях: свободное вращение воздушного винта, фиксация вращения в одну сторону и полная фиксация.
В частном случае реализации заявленного технического решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки выполнена поворотом выключенной подъемной силовой установки винтом вниз, последующего поворота вала воздушного винта и укладки лопасти воздушного винта на упор, при этом другая лопасть или выполнена свободной, или выполнена с возможностью фиксации защелкой.
В частном случае реализации заявленного технического решения две подъемные силовые установки, выполнены с возможностью складывания вперед или назад в полость фюзеляжа.
В частном случае реализации заявленного технического решения маршевая силовая установка выполнена на базе электродвигателя, или на базе поршневого двигателя внутреннего сгорания, или на базе газотурбинного двигателя, или на базе по меньшей мере одного реактивного двигателя.
В частном случае реализации заявленного технического решения маршевая силовая установка расположена в носовой части фюзеляжа, или расположена в кормовой части фюзеляжа, или расположена на киле-пилоне.
В частном случае реализации заявленного технического решения маршевая силовая установка выполнена с воздушными винтами, при этом воздушные винты выполнены цельными или складными, а также воздушные винты выполнены изменяемого или фиксированного шага.
В частном случае реализации заявленного технического решения выполнен с парашютом и с шасси.
Преимуществом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является увеличение надежности, это обеспечивается гарантированной укладкой лопастей воздушного винта в нишу фюзеляжа. Кроме того, улучшается управляемость и устойчивость летательного аппарата, это обеспечивается поднятием подъемных силовых установок высоко над центром тяжести летательного аппарата, также этим обеспечивается уменьшения потребляемой мощности сервоприводов пилонов подъемных силовых установок и увеличение их ресурса. Кроме того, увеличиваются аэродинамические характеристики заявленного летательного аппарата, за счет более компактной укладки лопастей воздушных винтов подъемных силовых установок, и соответственно уменьшения размеров ниши, предназначенной для уборки подъемных силовых установок и как следствие уменьшения миделя фюзеляжа и увеличения аэродинамического качества летательного аппарата в горизонтальном полете.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:
Фиг.1 – вид общий летательного аппарата во взлетно-посадочном режиме полета. Маршевая силовая установка расположена в кормовой части фюзеляжа и содержит или электродвигатель, или поршневой двигатель внутреннего сгорания, или газотурбинный двигатель с винтом.
Фиг.2 – Вид общий летательного аппарата во время переходного режима полета.  Маршевая силовая установка расположена в носовой части фюзеляжа и содержит или электродвигатель, или поршневой двигатель внутреннего сгорания, или газотурбинный двигатель с винтом.
Фиг.3 – Вид общий летательного аппарата в горизонтальном полете. Подъемные силовые установки убраны вперед в ниши фюзеляжа. Маршевая силовая установка расположена в кормовой части фюзеляжа и состоит из двух реактивных двигателей. Летательный аппарат выполнен с двумя килями.
Фиг.4 – Вид общий летательного аппарата в горизонтальном полете. Подъемные силовые установки убраны назад в ниши фюзеляжа. Маршевая силовая установка расположена на задней кромке киля-пилона.
Фиг.5 — П-образный фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки.
Фиг.6 — Фиксация лопастей воздушного винта подъемной силовой установки при помощи упора и фиксатора-защелки.
На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:
1 – фюзеляж; 2 – переднее крыло; 3  –  заднее крыло; 4  – киль ; 5  – подъемная силовая установка; 6  – маршевая силовая установка; 7  – дифференциальный аэродинамический руль; 8 – дифференциальный аэродинамический руль; 9  – пилон подъемной силовой установки; 10  – ниша фюзеляжа для уборки подъемных силовых установок; 11  – пространственная поворотная ось пилона; 12 – пространственная поворотная ось подъемной силовой установки; 13 — парашют; 14 — шасси; 15 — фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки, 16 — первая поверхность фиксации; 17 — вторая поверхность фиксации, 18 — упор, а также на фиг. обозначен центр тяжести — ЦТ.
Осуществление изобретения
Предлагаемый летательный аппарат содержит фюзеляж (1), который служит для размещения целевой нагрузки, элементов системы управления и других систем; переднее крыло (2) и заднее крыло (3); киль (4); подъемные силовые установки (5), включающие двигатель и воздушный винт,  размещенные на поворотных пилонах (9) по бокам фюзеляжа для создания подъемной силы на режимах взлета/посадки; маршевую силовую установку (6), включающую  двигатель и воздушный винт или без винта, размещенную или в  носовой, или в  кормовой частях фюзеляжа, или на киле-пилоне; дифференциального аэродинамического руля (7) переднего крыла (2) и/или дифференциального аэродинамического руля (8) заднего крыла (3) для управления летательным аппаратом в горизонтальном полете; ниши (10) фюзеляжа для уборки подъемных силовых установок; фиксатор лопастей воздушного винта подъемной силовой установки (15); у пилона подъемной силовой установки две оси вращения выполненные с возможностью фиксации положения: ось вращения пилона (11) и ось вращения подъемной силовой установки (12), которые позволяют поворачивать подъемные силовые установки относительно углов рыска и тангажа во взлетно-посадочном режиме полета, а также производить уборку этих силовых установок в фюзеляж в горизонтальном полете.
Данное изобретение имеет несколько особенностей: подъемные силовые установки во взлетно-посадочном режиме полета подняты выше фюзеляжа. Как результат центр давления подъемных силовых установок расположен существенно выше центра тяжести летательного аппарата, что делает заявленный летательный аппарат статически устойчивым во взлетно-посадочном режиме полета.
Ось вращения пилона (11) подъемной силовой установки наклонена относительно оси «Y» связанной системы координат в плоскости XOY на угол alfa. Численно он равен углу между осью симметрии пилона и строительной горизонталью фюзеляжа в сложенном положении. Диапазон значений от -10 до 10 градусов. При виде сзади ось вращения правого пилона повернута против часовой стрелки на угол gama, ось вращения левого пилона — по часовой также на угол gama. Численно угол gama равен углу между осью пилона и строительной горизонталью фюзеляжа во взлетно-посадочном режиме полета. Диапазон значений от 0,1 до 15 градусов. Ось вращения подъемной силовой установки (12) наклонена относительно пилона так, чтобы обеспечивать поворот подъемной силовой установки во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа.
Подъемная силовая установка в одном из вариантов убирается в фюзеляж следующим образом: лопасти воздушного винта фиксируются фиксатором (15) вдоль пилона и совместным поворотом относительно обеих осей пилона убираются в нишу фюзеляжа, причем силовая установка при этом переворачивается воздушным винтом вниз, и окончательно, ниша закрывается крышкой.
В другом варианте решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки осуществляется поворотом выключенной подъемной силовой установки винтом вниз, т. е. из рабочего положения в транспортное, после этого вал воздушного винта проворачивается и лопасть воздушного винта ложится на упор (18), тем самым фиксируясь. Другая лопасть либо фиксируется защелкой, либо остается свободной. Окончательно подъемная силовая установка убирается в фюзеляж поворотом пилона относительно его пространственной поворотной оси (11).
В варианте реализации заявленного технического решения в маршевой силовой установке применен по меньшей мере один реактивный двигатель.
Управлением летательным аппаратом во взлетно-посадочном режиме полета осуществляется только подъемными силовыми установками: общим газом и разнотягом, движением пилонов вперед-назад (поворотом относительно оси вращения пилона (11)), дифференциальным движением пилонов (один вперед, другой назад), общим поворотом подъемными силовыми установками в канале тангажа и дифференциальным поворотом подъемными силовыми установками в канале тангажа (это за счет поворота относительно оси (12), а также на этапе разгона оборотами двигателя и шагом винта (если винт изменяемого шага),  маршевой силовой установкой.
Работает устройство следующим образом: различается три режима полета заявленного летательного аппарата: взлетно-посадочный режим, режим разгона и горизонтальный полет. Во взлетно-посадочном режиме полета летательного аппарата управление им осуществляется только при помощи подъемных силовых установок, а маршевая силовая установка либо выключена, либо работает на холостом ходу (Фиг. 1).
После взлета, пилоны подъемных силовых установок перемещаются вперед, сами силовые установки наклоняются вперед, так чтобы одновременно создавалась горизонтальная тяга и вектор тяги подъемных силовых установок проходил на боковой проекции летательного аппарата в районе ЦТ (Фиг. 2), при этом маршевая силовая установка выводится на режим максимальной мощности. Этим самым достигается разгон летательного аппарата до минимальной скорости горизонтального полета.
После достижения минимальной скорости горизонтального полета подъемные силовые установки останавливаются. Лопасти фиксируются фиксаторами вдоль пилонов и совместным поворотом относительно обеих осей вращения каждого пилона подъемные силовые установки убираются в ниши фюзеляжа. Окончательно, ниша закрывается крышкой.
В горизонтальном полете (Фиг.3) подъемная сила создается крыльями, тяга создается маршевой силовой установкой, а управление осуществляется дифференциальными рулями (которые могут быть установлены как на переднем, так и/или на задних крыльях). При выходе из строя маршевой силовой установки возможна посадка при помощи подъемных силовых установок, либо «по-планерному» под управлением дифференциальных рулей, либо (если есть) на парашюте.
Первый вариант фиксации лопастей воздушного винта подъемной силовой установки производится следующим образом (см. фиг. 5): фиксатор воздушного винта подъемной силовой установки выполнен в виде П-образной скобы с осью вращения параллельной плоскости вращения воздушного винта и перпендикулярной продольной оси пилона, с возможностью фиксации в трех положениях: свободное вращение воздушного винта, фиксация вращения в одну сторону и полная фиксация. Последовательность действий следующая: Воздушный винт стопорится от раскручивания набегающим потоком воздуха. Фиксатор переводится в промежуточное положение, при котором первая поверхность фиксации (16) входит в соприкосновение с лопастью воздушного винта. Включается крутящий момент на валу двигателя прижимающий лопасть к первой поверхности фиксации фиксатора. Снимается крутящий момент с вала двигателя, вторая поверхность фиксации (17) входит в соприкосновение с лопастью воздушного винта и фиксатор окончательно фиксирует лопасти вдоль пилона.
В частном случае заявленного технического решения фиксация воздушного винта подъемной силовой установки осуществляется поворотом выключенной подъемной силовой установки, с зафиксированным от проворота воздушным винтом, винтом вниз, после этого вал воздушного винта проворачивается и лопасть воздушного винта ложится на упор (18), тем самым фиксируясь. Другая лопасть или фиксируется защелкой, или остается свободной.
Изобретение имеет несколько основных вариантов выполнения:
– все силовые установки укомплектованы электродвигателями. В этом случае допустимо применять воздушные винты постоянного шага. Допустимо не использовать шасси. Воздушный винт на маршевой силовой установке выполнен складным или нет. При касании земли на взлете и посадке, маршевая силовая установка — выключена. Конструкция простая и надежная. На маршевой силовой установке возможно применения винта изменяемого шага. В этом случае, достигается больший КПД маршевой силовой установки во всем скоростном диапазоне;
– подъемные силовые установки укомплектованы электродвигателями, а маршевая силовая установка содержит или поршневой двигатель, или газотурбинный двигатель. В этом случае, или маршевая силовая установка укомплектована стартером и заводится и глушится в воздухе до соприкосновения с землей, или маршевая силовая установка устанавливается на киле-пилоне так, чтобы воздушный винт этой силовой установки при вращении не задевал землю, или летательный аппарат оснащается шасси, в этом случае вращающийся воздушный винт не задевает землю, или маршевая силовая установка оснащается муфтой сцепления, т. е. двигатель работает, а воздушный винт (складной или нет) не крутится;
– все силовые установки укомплектованы двигателями внутреннего сгорания поршневыми или газотурбинными. В этом случае маршевая силовая установка та же что и предыдущий случай. Подъемные силовые установки оснащены складными воздушными винтами изменяемого шага.
– маршевая силовая установка содержит один или несколько реактивных двигателей. В этом случае, подъемные силовые установки комплектуются или электродвигателями, или двигателями внутреннего сгорания (поршневым или газотурбинными). Для полета на сверхзвуковых скоростях полета исходя из требований аэродинамики и компоновочных соображений летательный аппарат может быть выполнен с двумя килями.
- Фиксация лопастей воздушных винтов подъемных силовых установок осуществляется двумя способами. Первый способ: Двухсторонний фиксатор установленным рядом двигателем и имеющего три положения:
1) свободное вращение лопастей воздушного винта, при котором осуществляется свободное вращение воздушного винта подъемной силовой установки;
2) односторонняя фиксация (винт ограничен только с одной стороны);
3) полная фиксация (в этом случае винт ограничен с двух сторон).
Второй способ осуществляется поворотом подъемной силовой установки относительно оси поворота (12), с последующей укладкой одной из лопастей на упор путем проворота вала воздушного винта с последующей фиксацией другой лопасти односторонним фиксатором имеющего два положения: свободное вращение лопастей воздушного винта и полная фиксация, или оставлением другой лопасти свободной.