САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Полезная модель относится к самолетам вертикального взлета и посадки, в т.ч. беспилотным.
Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным устройством признаков.
Известен летательный аппарат, который содержит свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу и один двигатель с воздушным винтом. Двигатель установлен в мотогондоле. Летательный аппарат выполнен по бесфюзеляжной аэродинамической схеме "летающее крыло" и может быть снабжен размещенным в крыле вертикальным кольцевым каналом, центральная ось которого расположена в плоскости симметрии летательного аппарата, и установленным в канале подъемным двигателем с несущим винтом циклически изменяемого шага лопастей (патент RU № 2288140).
К недостаткам данного решения следует отнести наличие двух систем, подъемной и маршевой, одна из которых в полете не используется.
Известен самолет с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), который содержит фюзеляж треугольной формы с кабиной, двигательную установку, установленный на валу подъемный винт, расположенный в сквозном отверстии центральной части фюзеляжа, расположенные симметрично по обе стороны от подъемного винта и установленные на валах поворотные винты, каждый из которых размещен в кольцевом кожухе, установленном на горизонтальном валу и в соответствующем сквозном отверстии, приводы для синхронного поворота указанных кожухов из горизонтального в вертикальное положение, поворотные стабилизаторы для маневрирования в горизонтальном направлении при их синхронном повороте вокруг соответствующей вертикальной оси, при этом указанные стабилизаторы расположены за поворотными винтами, причем двигательная установка имеет турбины, одна из которых установлена в центральном отверстии и на ее валу установлен подъемный винт, а другие турбины размещены в кольцевых кожухах в боковых отверстиях на осях опор, обеспечивающих их поворот из горизонтальной плоскости в вертикальную, и на их валах установлены поворотные винты (патент RU № 2130863). Изобретение позволяет повысить величину подъемной силы, скоростные возможности и эффективность управления
К недостаткам данного технического решения следует отнести наличие подъемного и подъемно-маршевых двигателей, один из которых, а именно подъемный, в полете является балластом.
Известен самолет вертикального взлета и посадки, включающий фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель и механизм изменения его вектора тяги, характеризуется тем, что фюзеляж выполнен в виде дискообразного летающего крыла, а подъемно-маршевый двигатель установлен под углом 30-60° к продольной оси самолета и выполнен с возможностью отсоса потока воздуха с верхней поверхности крыла и выброса потока воздуха от подъемно-маршевого двигателя в нижнюю часть крыла, при этом механизм изменения вектора тяги выполнен в виде совокупности поворотных направляющих лопаток, установленных в нижней части крыла в потоке воздуха от подъемно-маршевого двигателя с возможностью изменения вектора тяги от 0° до 105° к продольной оси самолета. В данном техническом решении летающее крыло может быть выполнено с продольным S-образным самобалансирующимся профилем либо с продольным суперкритическим профилем. Кроме того, летающее крыло может быть оснащено двумя дополнительными движителями для балансировки самолета во время взлета и посадки.
К недостаткам данного технического решения, принятого в качестве прототипа, следует отнести сложность конструкции механизма изменения вектора тяги, а также наличие двигателей, используемых только на режиме взлета и посадки.
Задачей полезной модели является упрощение конструкции механизма изменения вектора тяги, с одновременным расширением функций подъемно маршевых двигателей: управление пограничным слоем, аэродинамическое управление самолетом на всех режимах полета.
Согласно полезной модели самолет вертикального взлета и посадки, включающий дискообразное летающее крыло, подъемно-маршевые двигатели, механизм изменения вектора тяги и рули управления на задней кромке крыла, характеризуется тем, что на верхней поверхности крыла выполнены канавки, в которых размещены подъемно-маршевые двигатели, выполненные с возможностью отсоса воздуха с поверхности крыла в носовой части и сдува его в хвостовой части крыла, а механизм изменения вектора тяги выполнен в виде угловых труб, установленных в створе струй каждого подъемно-маршевого двигателя и снабженных заслонками, установленными с возможностью изменения своего положения так, что при закрытой заслонке струи ее подъемно-маршевого двигателя направлены вертикально и обеспечивают вертикальный взлет самолета, а при открытой заслонке реактивные струи ее подъемно-маршевого двигателя обеспечивают поступательное движение самолета, причем заслонки оснащены мини-соплами, выполненными с возможностью отбора части реактивных струй от подъемно-маршевых двигателей для управления пограничным слоем и обдува рулей управления на режимах взлета и посадки, при этом верхняя поверхность крыла и рули управления на всех режимах полета обдуваются потоком реактивных струй от подъемно-маршевых двигателей.
Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:
- дискообразное летающее крыло может быть выполнено с суперкритическим продольным профилем;
- подъемно-маршевые двигатели могут быть выполнены в виде двухконтурных реактивных двигателей;
- подъемно-маршевые двигатели могут быть выполнены в виде направленных канализированных вентиляторов.
Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что взлет и посадка самолета осуществляется с помощью одних и тех же подъемно-маршевых двигателей за счет того, что эти двигатели осуществляет отсос потока воздуха с верхней поверхности крыла и выбрасывает его в нижнюю часть крыла, создавая подъемную силу, а механизм изменения их вектора тяги за счет поворачиваемых заслонок и мини-сопел обеспечивают изменение направления реактивного или воздушного потока двигателей, обеспечивая управляемое движение самолета в нужном направлении.
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета с закрытой заслонкой механизма изменения вектора тяги в моменты взлета или посадки и открытым мини-соплом для управления пограничным слоем и обдува рулей управления на режиме взлета и посадки, на фиг. 2 - общий вид заявленного самолета с открытой заслонкой механизма изменения вектора тяги в момент крейсерского полета, на фиг. 3 - вид на самолет сверху.
Самолет вертикального взлета и посадки включает дискообразное летающее крыло 1, подъемно-маршевые двигатели 2 и 3. На верхней поверхности крыла 1 выполнены канавки 4 и 5, в которых размещены подъемно-маршевые двигатели 2 и 3. Двигатели выполнены с возможностью отсоса воздуха с поверхности крыла 1 в носовой части и его сдува с хвостовой части крыла 1. Механизм изменения вектора тяги выполнен в виде угловых труб 6 и 7, установленных в створе струи каждого подъемно-маршевого двигателя 2 и 3 снабженных заслонками 8 и 9. При закрытых заслонках 8 и 9 струи подъемно-маршевых двигателей 2 и 3 направлены вертикально и обеспечивают вертикальный взлет самолета. Заслонки оснащены мини-соплами 10 и 11, которые выполнены с возможностью отбора части реактивной струи от подъемно-маршевых двигателей для управления пограничным слоем и обдува рулей управления 12 на режимах взлета и посадки. При открытых заслонках реактивные струи подъемно-маршевых двигателей обеспечивают поступательное движение самолета.
Заявленный самолет работает следующим образом.
Подъемно-маршевые двигатели 2 и 3 при закрытых заслонках 8 и 9 обеспечивают вертикальный взлет самолета. Балансировку и управление самолетом осуществляют путем аэродинамического обдува реактивной струей, частично отобранной мини-соплами 10 и 11 от реактивных струй подъемно-маршевых двигателей 2 и 3 и направленной на рули управления на задней кромке крыла. После взлета заслонки 8 и 9 на угловых трубах 6 и 7 поднимают, и реактивные струи обеспечивают поступательное движение самолета, при этом создается отсос поверхностного слоя воздуха с крыла в носовой части и обдув поверхности крыла в хвостовой части, а также рулей управления 12.
Полезная модель может быть реализована с использованием известных технических средств и технологий.