ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам (ЛА) вертикального и укороченного взлета и посадки.
К основным направлениям использования предлагаемого ЛА относятся: дистанционный мониторинг окружающей среды; перевозка грузов на дальние расстояния, в отсутствие развитой аэродромной сети (Сибирь, Крайний север, акватория мирового океана); снабжение удаленных полярных баз и нефтяных платформ; обеспечение боевых (специальных) задач. При этом, одной из важных летно-технических характеристик является продолжительность полета.
Серьезным препятствием на пути создания ЛА вертикального взлета и посадки является необходимость соответствия ЛА как требованиям, предъявляемым к ЛА вертикального взлета и посадки (высокая тяговооруженность, низкий момент инерции конструкции, быстродействующая система управления), так и требованиям, предъявляемым к обычным самолетам (умеренный расход топлива, большой размах крыльев, низкая масса конструкции). Особенно трудно удовлетворить предъявляемые требования при создании ЛА вертикального взлета и посадки с большой продолжительностью полета.
Известны различные технические решения в рассматриваемой области.
Так, известен конвертоплан Bell V-22 [1], который обладает двумя поворотными винтами большого диаметра, расположенными на концах крыла малого удлинения. Преимущества такой схемы в лучших взлетно-посадочных характеристиках. Однако, из-за малой нагрузки на ометаемую площадь винта и турбулентность обтекающего крыло потока, для конвертопланов трудно достижимы большие скорости и продолжительность полета.
Известен экспериментальный летательный аппарат Doak VZ-4 [2], который обладает двумя подъемно-маршевыми вентиляторами на концах прямого крыла малого удлинения. Для стабилизации по тангажу, в режиме висения используется устройство, управляющее направлением газов, истекающих из маршевого турбовального двигателя. Основным недостатком данной схемы является расположение вентиляторов на концах крыла. В результате, не допустимо применение крыла большого удлинения из-за чрезмерного роста массы силовой конструкции. Это не позволяет получать высокое аэродинамическое качество ЛА и достигать большую продолжительность полета.
Известен патент RU №74891 «Беспилотный летательный аппарат «Обзор» (МПК B64C 39/02, B64C 29/00, опублик. 20.07.2008). Беспилотный летательный аппарат (БЛА) выполнен по схеме «летающее крыло», содержит крыло, вертикальное оперение и силовую установку с воздушным винтом, при этом вертикальное оперение установлено на концах консолей крыла, а задняя кромка крыла оснащена элевонами. Крупным недостатком известного технического решения является то, что для управления БЛА в режиме висения, используются створки под вентилятором, что ведет к потере тяги движителя. Кроме того, схема с одним подъемным вентилятором и створками требует дополнительной системы управления в режиме висения, что значительно снижает весовое совершенство БЛА.
Известен патент RU №2446078 «Конвертоплан (варианты)» (МПК B64C 37/00, опублик. 27.03.2012). В конвертоплан, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, поворотные винтомоторные группы, введены второй фюзеляж, переднее межфюзеляжное горизонтальное оперение, заднее межфюзеляжное горизонтальное оперение и межфюзеляжный центроплан. Центральные части симметрично расположенных фюзеляжей совместно с передним межфюзеляжным горизонтальным оперением и задним межфюзеляжным горизонтальным оперением образуют жесткий замкнутый силовой контур с возможностью включения в него также килей, расположенных на задних частях фюзеляжей. Крыло состоит из консольных частей, жестко закрепленных на фюзеляжах, и соосного с ними центроплана, плоскости которого соединены с фюзеляжами через поворотные узлы с возможностью их поворота по углу атаки более чем на 90°, и в центральной части которого закреплены винтомоторные группы с соосными воздушными винтами с возможностью разного направления их вращения и возможностью их поворота относительно оси центроплана. Центр тяги винтов при вертикальном положении оси винтомоторной группы расположен над расчетным центром масс конвертоплана.
Известный аналог имеет усложненную конструкцию, по сравнению с предлагаемым летательным аппаратом.
По совокупности существенных признаков, наиболее близким к заявляемой полезной модели, является патент RU №69839 «БЛА с двумя поворотными двигателями» (МПК B64C 39/02, опублик. 10.01.2008), который принят за прототип. Известный БЛА содержит свободнонесущее крыло и два поворотных двигателя (вентилятора), расположенных симметрично относительно оси БЛА и вне его. При этом, каждый поворотный двигатель состоит из винта в кольце, который через вал, установленный в цилиндрическую втулку, жестко закрепленную к свободнонесущему крылу аппарата, соединяется с приводом двигателя, при этом каждый двигатель имеет независимый управляемый привод.
Основным недостатком прототипа является то, что из-за расположения поворотных двигателей на силовых элементах, длиной более размаха крыла, невозможно достигнуть высокого аэродинамического качества, без значительного роста массы конструкции ЛА.
Задачей, на решение которой направлена предлагаемая полезная модель, является создание летательного аппарата вертикального и укороченного взлета и посадки, с улучшенными летно-техническими характеристиками, заключающимися в эффективном управлении ЛА в режиме вертикального взлета и посадки, при низкой удельной массе конструкции и высоком аэродинамическом качестве.
Технический результат предлагаемой полезной модели заключается в увеличении продолжительности и дальности полета летательного аппарата вертикального взлета и посадки.
Технический результат достигается тем, что летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, киль, шасси, сочлененное крыло, два подъемно-маршевых вентилятора, каждый из которых состоит из винта в профилированном кольце с независимо управляемым приводом поворота, силовую установку с одним или более двигателями, узлом передачи вращающего момента от двигателя на приводные валы подъемно-маршевых вентиляторов и устройством управления тангажом. При этом, подъемно-маршевые вентиляторы закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси летательного аппарата на силовой балке, жестко соединенной с фюзеляжем.
Технический результат достигается также тем, что:
- консоли сочлененного крыла выполнены складными;
- сочлененное крыло содержит законцовки крыла, закрылки, элероны и рули высоты;
- силовая балка крепления подъемно-маршевого вентилятора выполнена полой, а приводной вал проходит сквозь нее;
- управляемый привод обеспечивает поворот подъемно-маршевого вентилятора вокруг силовой балки на 180° вперед и назад;
- воздушные винты подъемно-маршевых вентиляторов выполняют многолопастными с изменяемым шагом;
- в качестве узла передачи вращающего момента используют механический редуктор;
- в качестве устройства управления тангажом используют двигатель с фенестроном, расположенным в хвостовой части фюзеляжа;
- в режиме висения летательный аппарат управляется изменением величины и направления векторов тяги подъемно-маршевых вентиляторов;
- фюзеляж в своей центральной части содержит воздухозаборник и сопло;
- внутри фюзеляжа расположены не менее одного отсека с общесамолетным оборудованием, полезной нагрузкой и топливные баки;
- шасси содержит переднюю, две боковые и заднюю стойки;
- киль снабжен рулями направления;
- управление выполнено автоматическим.
Сущность полезной модели поясняется следующими фигурами:
фиг. 1, на которой изображен общий вид ЛА в режиме полета, где:
1 - фюзеляж;
2 - сочлененное крыло;
3 - воздухозаборник;
4 - фенестрон;
5 - закрылок;
6 - элерон;
7 - руль высоты;
8 - законцовка крыла;
9 - воздушный винт изменяемого шага;
10 - подъемно-маршевый вентилятор;
11 - узел поворота консолей;
12 - складываемая консоль сочлененного крыла;
фиг. 2, на которой изображен общий вид ЛА в режиме вертикального взлета, где:
13 - передняя стойка шасси;
14 - боковая стойка шасси;
фиг. 3, на которой изображен вид ЛА сверху;
фиг. 4, на которой изображен вид сбоку, где:
15 - киль;
16 - руль направления;
17 - сопло;
18 - задняя стойка шасси;
фиг. 5, на которой изображен вид спереди;
фиг. 6, на которой изображен ЛА с одним двигателем, в разрезе по А-А (сочлененное крыло 2 условно не показано), где:
19 - отсек общесамолетного оборудования;
20 - топливные баки;
21 - отсек полезной нагрузки;
22 - двигатель;
23 - узел передачи вращающего момента;
24 - приводной вал;
25 - полая силовая балка;
26 - управляемый привод поворота;
27 - двигатель фенестрона.
Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, управление которого выполнено автоматическим, содержит фюзеляж 1, киль 15, шасси, сочлененное крыло 2, два подъемно-маршевых вентилятора 10, каждый из которых состоит из многолопастного винта 9 с изменяемым шагом, в профилированном кольце с независимо управляемым приводом 26 поворота, силовую установку, обеспечивающую создание необходимой силы тяги, с одним или более двигателями 22, используемыми во всех режимах полета ЛА, узлом 23 передачи вращающего момента, в качестве которого используют механический редуктор, от двигателя 22 на приводные валы 24 подъемно-маршевых вентиляторов 10 и устройством управления тангажом.
При этом, подъемно-маршевые вентиляторы 10 закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси ЛА на полой силовой балке 25, жестко соединенной с фюзеляжем 1. Управляемый привод 26 обеспечивает поворот подъемно-маршевого вентилятора 10 вокруг силовой балки 25 на 180° вперед и назад.
Расположение вентиляторов вблизи центра масс ЛА снижает инерционность системы при вертикальном взлете, что позволяет уменьшать потери тяги на управление, тем самым снижая массу силовой установки. Разнотяг вентиляторов обеспечивается независимым изменением шага винтов 9. Управление поворотом подъемно-маршевых вентиляторов 10 вокруг силовых балок 25 обеспечивают управляемые приводы 26.
Приводной вал 24, проходящий сквозь полую силовую балку 25, передает вращающий момент от двигателя 22 через узел передачи 23. Крепление полых силовых балок 25 выполнено таким образом, что их общая продольная ось симметрии пересекается с плоскостью симметрии фюзеляжа 1 под углом 90°.
В качестве устройства управления тангажом используют двигатель 27 с фенестроном 4, расположенным в хвостовой части фюзеляжа 1.
Фюзеляж 1 является основой конструкции ЛА, объединяющей в силовом отношении в единое целое все части, и предназначен для размещения общесамолетного оборудования ЛА и полезной нагрузки. Фюзеляж 1, внутри которого расположены не менее одного отсека 19 с общесамолетным оборудованием, отсека 21 полезной нагрузки и топливные баки 20, выполнен из композиционного материала. Фюзеляж 1 в своей центральной части содержит воздухозаборник 3 и сопло 17, которые обеспечивают подвод и отвод воздуха от двигателя 22.
Сочлененное крыло 2 с законцовками 8, закрылками 5, элеронами 6 и рулями высоты 7 предназначено для создания подъемной силы и управления ЛА в горизонтальном полете. Для снижения момента инерции конструкции и дестабилизирующих аэродинамических эффектов, при вертикальном взлете консоли сочлененного крыла 2 выполнены складными. Ось поворота консолей совпадает с осью узла поворота 11 консолей.
Киль 15 с рулем направления 16 предназначен для аэродинамической стабилизации и управления ЛА, а также для крепления верхней части сочлененного крыла 2.
Шасси содержит переднюю 13, две боковые 14 и заднюю 18 стойки. Шасси выполнено по велосипедной схеме, что обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления при полете ЛА.
Основной запас топлива размещен в топливных баках 20, установленных в фюзеляже 1, впереди и позади центра масс ЛА. С помощью неравномерной заливки топлива, такое расположение баков позволит менять расположение центра масс ЛА, и совмещать его с точкой пересечения оси силовых балок 25 и плоскости симметрии ЛА, что в свою очередь снизит затраты тяги на управление и увеличит запас топлива для маршевого полета.
Отсек 19 общесамолетного оборудования обеспечивает функционирование ключевых составляющих ЛА и включает в себя систему электроснабжения, систему управления, систему связи и т.д.
При больших скоростях полета ЛА в качестве органов аэродинамического управления используются элероны 6, рули высоты 7 и рули направления 16. На малых скоростях и режимах вертикального взлета и посадки, управление обеспечивается изменением направления и величины вектора тяги поворотных подъемно-маршевых вентиляторов 10, а также изменением величины тяги фенестрона 4, которое обеспечивается изменением частоты вращения двигателя 27 фенестрона 4. На переходных режимах - управление смешанное.
Для описания процесса функционирования ЛА целесообразно выделить следующие режимы работы: «Вертикальный взлет», «Висение 1», «Переходный режим 1», «Горизонтальный полет», «Переходный режим 2», «Горизонтальный полет», «Переходный режим 2», «Висение 2», «Вертикальная посадка», «Взлет», «Посадка».
В режиме «Вертикальный взлет» ЛА стоит на земле, передние шасси выпущены, консоли крыла 2 сложены, оси вентиляторов 10 направлены вертикально. После запуска двигателя 22, тяга вентиляторов 10 превышает вес самолета, и ЛА взлетает с нулевой поступательной скоростью. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.
В режиме «Висение 1» ЛА висит в воздухе с нулевой вертикальной и поступательной скоростями. Режим предназначен для уборки стоек 13, 14, 18 шасси и раскрытия консолей крыла 2 перед переходным режимом. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.
В режиме «Переходный режим 1» ЛА переходит из режима «Висение 1» в режим «Горизонтальный полет» и набирает скорость, необходимую для горизонтального полета. Оси вентиляторов 10 разворачиваются из вертикального в горизонтальное положение. Управление смешанное и аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7, рулями направления 16, изменением тяги и независимым поворотом вентиляторов 10.
В режиме «Горизонтальный полет» подъемная сила создается сочлененным крылом 2. Оси вентиляторов 10 направлены горизонтально. Аэродинамическое управление обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7 и рулями направления 16.
В режиме «Переходный режим 2» ЛА переходит из режима «Горизонтального полета» в режим «Висение 2». Поступательная скорость снижается до нуля. Оси вентиляторов 10 поворачиваются из горизонтального в вертикальное положение. Управление смешанное и аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7, рулями направления 16, изменением тяги и независимым поворотом вентиляторов 10.
В режиме «Висение 2» ЛА висит в воздухе с нулевой вертикальной и поступательной скоростями. Режим предназначен для выпуска шасси и складывания консолей крыла 2 перед посадкой. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.
В режиме «Вертикальная посадка» ЛА приземляется с нулевой поступательной скоростью.
В режиме «Взлет» оси вентиляторов 10 направлены горизонтально, закрылки 5 выпущены. ЛА взлетает аналогично обычному самолету, за счет подъемной силы, создаваемой сочлененным крылом 2. Управление ЛА аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7 и рулями направления 16. После взлета происходит уборка закрылков 5.
В режиме «Посадка» ЛА приземляется аналогично обычному самолету.
Таким образом, сочетание сочлененного крыла и подъемно-маршевых вентиляторов, расположенных вблизи центра масс летательного аппарата, позволит создать летательный аппарат, совмещающий большую продолжительность полета и возможность вертикального взлета и посадки.
Литература
1. С. Мицкевич. Результаты войсковых испытаний транспортно-десантного самолета V-22 «Оспрей» // «Зарубежное военное обозрение». №11 (656), 2001. С. 33-38.
2. Harding, Stephen. U.S. Army Aircraft Since 1947. Shrewsbury, UK: Airlife Publishing, Ltd., 1990. ISBN 1-85310-102-8.