ГИДРОСАМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ И ПНЕВМАТИЧЕСКОЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЕ УСТРОЙСТВО
VERTICAL TAKEOFF AND LANDING SEAPLANE AND PNEUMATIC TAKEOFF AND LANDING APPARATUS

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки.
Анализ существующих технических решений
Известен проект самолета HFB 600 объединения HFB (Гамбургские авиационные заводы) с подъемно-маршевыми вентиляторами 1. Силовая установка самолета состоит из восьми газогенераторных двигателей, которые снабжают рабочим газом четыре вентилятора, установленных в гондолах на крыле. С помощью решеток поворотных лопаток осуществляется отклонение вектора тяги вентиляторов до 110°.
Недостатком данной силовой установки является то, что энергия двигателей не используется непосредственно для создания тяги, а через систему «газогенератор - трубопровод - турбина - вентилятор». Это влечет за собой потери КПД силовой установки. Кроме того, отклонение вектора тяги осуществляется лопатками малой кривизны, что приводит к резкому искривлению потока, и как результат к значительному сопротивлению. Система «двигатель - трубопроводы - вентиляторы» увеличивает также вес силовой установки.
Еще один недостаток данной схемы - разбалансировка при отказе одного или больше двигателей. В этом случае для парирования опрокидывающего момента нужны струйные рули огромной тяги, соизмеримой с тягой подъемных двигателей.
Известна силовая установка для обеспечения вертикального взлета и посадки 2.
Силовая установка является частью крыла-гондолы и включает в себя систему управления вектором тяги. В каждой консоли установлен турбовентиляторный двигатель. Вдоль задней кромки крыла-гондолы располагается система из трех закрылков, которая отклоняет поток газов двигателя назад, или вниз, или под любым другим углом.
Эти три закрылка установлены таким образом, что в горизонтальном полетном положении образуют основное реактивное сопло без помощи дополнительных закрылков между ними. Один из закрылков установлен вдоль задней кромки верхней поверхности крыла-гондолы. У передней кромки этого закрылка имеется две щели. Крайняя передняя щель сверху служит выхлопным соплом для отвода газов из турбины двигателя. Сопло экранировано кожухом, отделяющим выхлопные газы двигателя от выходного потока вентилятора. Через вторую щель происходит отбор части высокоэнергетического потока из вытяжного канала вентилятора и выброс воздуха в атмосферу по верхней поверхности закрылка. Два других закрылка расположены таким образом, что в горизонтальном положении они находятся на одной линии с нижней поверхностью крыла-гондолы, а в вертикальном положении один из закрылков остается на одной оси с нижней поверхностью крыла-гондолы, а второй закрылок устанавливается на одной линии с верхней поверхностью крыла-гондолы.
Недостатком данной конструкции являются большие потери тяги при повороте вектора тяги с помощью закрылков. Еще одним недостатком является разбалансировка самолета при отказе одного двигателя. В целом конструкция устройства является весьма сложной.
Известен гидросамолет вертикального взлета и посадки ВВА-14 выдающегося ученого и авиаконструктора Р.Л. Бартини 3. Самолет представляет собой высокоплан с сильно развитым центропланом малого удлинения и трапециевидными консолями большого удлинения, разнесенным горизонтальным и вертикальным оперением. К центроплану посредине крепится фюзеляж, предназначенный для размещения экипажа и грузов. В местах перехода центроплана крыла в консоли установлены два бортовых отсека (скега), представляющие собой дюралюминиевые корпуса - лодки с выпускными надувными резиновыми поплавками. В центроплане попарно установлены двенадцать неподвижных подъемных двигателей. Два маршевых двигателя установлены над центропланом в задней его части.
Способность самолета ВВА-14 вертикально взлетать и садиться на надувные поплавки дает ему возможность совершать посадку в любой точке мирового океана при любом волнении и любом загрязнении водной поверхности, а также на лед и сушу.
Недостатком данного самолета является наличие на борту двенадцати подъемных двигателей, которые большую часть полета не используются и являются балластом, что снижает весовую отдачу самолета.
Известен гидросамолет вертикального взлета и посадки 4. Гидросамолет оснащен устройством для отклонения вектора тяги, расположенным в верхней части центроплана, имеющего форму обратного V, по обе стороны которого расположены две лодки-фюзеляжа с выпускными надувными поплавками и кабинами для экипажа. С лодками-фюзеляжами жестко соединены две консоли крыла, горизонтальное, вертикальное оперение. Гидросамолет снабжен струйными рулями, расположенными на концах консолей крыла, горизонтальном оперении, вертикальном оперении и на консольной балке впереди центроплана. Устройство для отклонения вектора тяги является продолжением выпускного тракта двигателей, переходящего в квадратное или прямоугольное сечение в зависимости от количества двигателей в пакете. Устройство направляет поток газов вниз под углом 90°, образуя свод, поверхность которого образована поверхностями поворотных лопаток, обращенными к выпускному тракту, а с другой стороны лопатки имеют форму верхней части профиля крыла. Выход для газового потока снабжен рядом поворотных заслонок. Достигается возможность исключения разбалансировки летательного аппарата при отказе одного или более двигателей на режимах висения, вертикального взлета и посадки.
Описание изобретения
Предполагаемое изобретение поясняется следующими чертежами:
- на фиг. 1 - вид самолета сбоку;
- на фиг. 2 - вид самолета сверху;
- на фиг. 3 - вид самолета спереди;
- на фиг. 4 - вид самолета сбоку с выпущенными ПВПУ;
- на фиг. 5 - вид самолета спереди с выпущенными ПВПУ;
- на фиг. 6 - устройство отклонения вектора тяги при вертикальном взлете и посадке;
- на фиг. 7 - устройство отклонения вектора тяги в горизонтальном полете;
- на фиг. 8 - механизм уборки-выпуска ПВПУ в убранном положении;
- на фиг. 9 - механизм уборки-выпуска ПВПУ в выпущенном положении;
- на фиг. 10 - общий вид двухзвенника;
- на фиг. 11 - сечения ПВПУ в выпущенном положении;
- на фиг. 12 - сечения ПВПУ в убранном положении;
- на фиг. 13 - пневмосистема наполнения поплавков.
- на фиг. 14 - схема эжектора.
Гидросамолет вертикального взлета и посадки, оснащен устройством для отклонения вектора тяги 1, расположенным в верхней части центроплана 2, имеющего форму обратного V, по обе стороны которого расположены два фюзеляжа-лодки 3 с пневматическим взлетно-посадочным устройством (ПВПУ) 4 и кабинами для экипажа 5. С лодками-фюзеляжами 3 жестко соединены две консоли крыла 6, горизонтальное 7, разнесенное вертикальное оперение 8. Конструкция гидросамолета снабжена струйными рулями 9, служащими для управления самолетом на режимах вертикального взлета и посадки, расположенными на концах консолей крыла 6, горизонтальном оперении 7, вертикальном оперении 8 и на консольной балке впереди центроплана 2.
Предлагаемое устройство для отклонения вектора тяги (фиг. 6, 7), обеспечивающее вертикальный взлет-посадку, является продолжением выпускного тракта двигателя (двигателей) 10, переходит в прямоугольное сечение, образуя канал, сформированный рядом поворотных направляющих створок 12 в задней, цилиндрической части, двумя плоскими панелями 11 по бокам, системой жалюзи 13 внизу, что обеспечивает поворот потока газов от двигателя (двигателей) вниз под углом 90°.
Устройство для отклонения вектора тяги работает следующим образом. Перед запуском двигателя 10 жалюзи 13 полностью открываются, а направляющие створки 12 устанавливаются в закрытое положение (фиг. 6). Двигатель 10 запускается, выводится на режим, близкий к взлетному, газы истекают через устройство вниз и самолет начинает вертикальный взлет. Интенсивность подъема регулируется тягой двигателя 10. Для перехода в горизонтальный полет направляющие створки 12 начинают открываться, часть газов истекает назад по полету, самолет начинает горизонтальный разгон. После достижения эволютивной скорости направляющие створки 12 устанавливаются в полностью открытое положение, а жалюзи 13 закрываются.
Для того, чтобы перейти из горизонтального полета к вертикальной посадке, необходимо полностью открыть жалюзи 13 и начать закрывать направляющие створки 12 на заднем своде устройства 1. Постепенно поток газов полностью повернет на 90°, и самолет зависнет вертикально. Интенсивность снижения регулируется тягой двигателя 10.
Управление на вертикальном участке полета осуществляется струйными рулями 9. Большую роль в балансировке самолета играет тот факт, что центр приложения тяги силовой установки находится выше центра тяжести самолета. А размещение устройства для изменения вектора тяги 1 по оси самолета исключает разбалансировку самолета при отказе одного и более двигателей.
Рассмотрим конструкцию ПВПУ (фиг. 8-12). Днище 14, конструктивно отделено от корпуса фюзеляжа-лодки 3 примерно по ватерлинии. Днище 14 крепится на корпусе с помощью двух двухзвенников 15. Уборка-выпуск днища 14 происходит посредством трех гидроцилиндров 16, связанных со звеньями двухзвенников 15. Для приведения в действие гидроцилиндров 16 служит гидросистема.
Между днищем 14 и корпусом лодки-фюзеляжа 3 находится поплавок 17 в виде мягкой цилиндрической оболочки, образующей три отсека (фиг. 4). Деление на секции обеспечивает непотопляемость самолета при повреждении одного из отсеков. Передняя и задняя часть поплавка 17 заканчиваются конусами 18 для уменьшения лобового сопротивления самолета.
Для наполнения поплавков 17 воздухом при их выпуске, а также откачки воздуха при их уборке самолет снабжен пневмосистемой (фиг. 13)
Рассмотрим работу механизмов ПВПУ. Для выполнения посадки гидросамолет должен перейти из режима горизонтального полета в режим висения. После этого необходимо выпустить ПВПУ.
Выпуск ПВПУ начинается с выпуска днища 14 с помощью трех гидроцилиндров 16. Для обеспечения синхронности уборки-выпуска днища 14 гидроцилиндры 16 должны быть одинаковыми, а гидросистема должна включать в себя порционеры как на выпуск, так и на уборку. После полного выпуска днища 14 гидроцилиндры 16 становятся на замки выпущенного положения. После постановки гидроцилиндров 16 на замки автоматика должна включить наполнение поплавков 17 воздухом.
Отбор сжатого воздуха для наполнения поплавков 17 происходит от компрессора двигателя (фиг. 13). Затем воздух проходит через холодильник 20 для снижения температуры, через заслонку отбора 19 поступает в систему. Далее сжатый воздух через электроприводные заслонки 24 подходит к эжекторам наполнения 21. Выходя из сопел 22, сжатый воздух смешивается с атмосферным воздухом, поступающим из заборников 23, при этом происходит дальнейшее падение температуры воздуха с одновременным увеличением его количества. Включение каждого эжектора 21 происходит с помощью заслонки 24, имеющей в качестве привода электромеханизм.
Поплавки 17, наполняясь воздухом и преодолевая сопротивление резиновых амортизаторов 25, выпускаются до формообразования в цилиндрическую форму. Амортизаторы 25 выкладываются в нужное направление с помощью роликов 26. Для придания поплавкам 17 формы, близкой к цилиндру, резиновые амортизаторы 25 крепятся к оболочке через продольные полужесткие элементы 27 (фиг. 11, 12). Когда поплавки 17 выпустятся, резиновые амортизаторы 25 растянутся на полную длину, давление в поплавках 17 достигнет величины рабочего. С помощью датчика давления автоматика выключает режим наполнения и включает режим «дожима». При этом заслонка 24 закрывается, а для предотвращения стравливания воздуха из поплавков 17 седло 28 закрывает сопло эжектора 21. Привод седла осуществляется с помощью пневмоцилиндра 29, запитанного от силовой пневмосистемы. Режим "дожим" осуществляется с помощью электроприводной заслонки 30. Подача воздуха в поплавок 17 через трубопровод 31 происходит до достижения рабочего давления. После этого заслонка 30 закрывается. Дублирование закрытого положения заслонки 30 на предотвращение утечки воздуха из поплавка 17 осуществляет обратный клапан 32.
В процессе полета автоматика отслеживает давление в поплавках 17 и в процессе остывания воздуха или утечке его по другим причинам периодически включает заполнение в режиме «дожима». В каждом отсеке поплавков 17 должен быть установлен предохранительный клапан сброса (на схеме не указан) рассчитанный на максимальное рабочее давление на случай отказа автоматики наполнения.
Системы наполнения правого и левого поплавка закольцованы между собой для того, чтобы обеспечить синхронность их уборки - выпуска.
При уборке поплавков 17 вначале включается система, обеспечивающая откачку воздуха из поплавков 17. Откачка воздуха осуществляется эжекторами 33, питающимися из той же магистрали, что и эжекторы наполнения 21. Включение происходит заслонкой 36, имеющей в качестве привода электромеханизм. Далее сжатый воздух проходит обратный клапан 37 и истекает из сопла эжектора 33, захватывая вторичный воздух из полости поплавка 17. Истечение происходит за борт через выходные сопла 38 в направлении назад. При достижении в полости поплавка 17 определенного давления, обеспечивающего такое положение оболочки, чтобы она не была прижата днищем 14, включается гидросистема на уборку днища 14. Гидроцилиндры 16, втягивают штоки синхронно, благодаря включенным в гидросистему порционерам. Двухзвенники 15 складываются, прижимая днище 14 к корпусу фюзеляжа-лодки 3. Гидроцилиндры 16 становятся на замки. Одновременно днище 14 фиксируется на корпусе четырьмя замками, приводимыми в действие от силовой пневмосистемы. Эжекторы 33 продолжают выкачивать воздух из поплавков 17, до выкладки оболочки поплавка 17 в положение, близкое к изображенному на Фиг. 12. После срабатывания концевиков, обозначающих положение полужестких продольных элементов 27, система откачки воздуха из поплавков 17 выключается. Гидросамолет готов перейти из режима вертикального взлета к горизонтальному полету.
В случае небольшого волнения (примерно до высоты волны 1,5 м) самолет может взлетать и садиться на водную поверхность по самолетному, не выпуская ПВПУ. В этом случае радиус действия гидросамолета увеличивается.
Благодаря пневматическому взлетно-посадочному устройству, самолет может садиться вертикально на водную поверхность в любом состоянии (сильный шторм, наличие мусора на воде), а также на сушу и на лед.
Гидросамолет вертикального взлета и посадки, оснащен устройством для отклонения вектора тяги 1, расположенным в верхней части центроплана 2, имеющего форму обратного V, по обе стороны которого расположены два фюзеляжа- лодки 3 с пневматическим взлетно-посадочным устройством 4 и кабинами для экипажа 5. С лодками-фюзеляжами 3 жестко соединены две консоли крыла 6, горизонтальное 7, разнесенное вертикальное оперение 8. Конструкция гидросамолета снабжена струйными рулями 9, служащими для управления самолетом на режимах вертикального взлета и посадки, расположенными на концах консолей крыла 6, горизонтальном оперении 7, вертикальном оперении 8 и на консольной балке впереди центроплана 2.
Устройство для отклонения вектора тяги (фиг. 6, 7), обеспечивающее вертикальный взлет-посадку, является продолжением выпускного тракта двигателя (двигателей) 10, переходит в прямоугольное сечение, образуя канал, сформированный рядом поворотных направляющих створок 12 в задней, цилиндрической части, двумя плоскими панелями 11 по бокам, системой жалюзи 13 внизу, что обеспечивает поворот потока газов от двигателя (двигателей) вниз под углом 90°.
Устройство для отклонения вектора тяги работает следующим образом. Перед запуском двигателя 10 жалюзи 13 полностью открываются, а направляющие створки 12 устанавливаются в закрытое положение (фиг. 6). Двигатель 10 запускается, выводится на режим, близкий к взлетному, газы истекают через устройство вниз и самолет начинает вертикальный взлет. Интенсивность подъема регулируется тягой двигателя 10. Для перехода в горизонтальный полет направляющие створки 12 начинают открываться, часть газов истекает назад по полету, самолет начинает горизонтальный разгон. После достижения эволютивной скорости направляющие створки 12 устанавливаются в полностью открытое положение, а жалюзи 13 закрываются.
Для того, чтобы перейти из горизонтального полета к вертикальной посадке, необходимо полностью открыть жалюзи 13 и начать закрывать направляющие створки 12 на заднем своде устройства 1. Постепенно поток газов полностью повернет на 90°, и самолет зависнет вертикально. Интенсивность снижения регулируется тягой двигателя 10.
Управление на вертикальном участке полета, а так-же на переходных режимах осуществляется струйными рулями 9. Большую роль в балансировке самолета играет тот факт, что центр приложения тяги силовой установки находится выше центра тяжести самолета. А размещение устройства для изменения вектора тяги 1 по оси самолета исключает разбалансировку самолета при отказе одного и более двигателей.
Таким образом, заявленное изобретение с пневматическим взлетно-посадочным устройством и устройством для отклонения вектора тяги двигателей расширяет эксплуатационные возможности, увеличивает мореходность, весовую отдачу и упрощает конструкцию.
Предполагаемое изобретение осуществимо по существующим в самолетостроении технологиям и из материалов, применяемых в самолетостроении.
Список использованной литературы:
1. К. Хафер, Г. Закс «Техника вертикального взлета и посадки»: Москва, «Мир» 1985 г., стр. 42 рис. 1.4.3; стр. 67 рис. 2.2.14;
2. Патент на изобретение US 4301980 «Propulsion system for a V/STOL airplane», МПК B64C 29/00;
3. К.Г. Удалов, Г.С. Панатов, Л.Г. Фортинов «Самолет ВВА-14»: Москва, «Авико пресс», 1994 г., стр. 32-34; стр. 44-51;
4. Патент на изобретение RU 2549588 «Гидросамолет вертикального взлета и посадки и устройство для отклонения векторов тяги двигателей», МПК В64С 35/00, В64С 29/00.