Самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка"
VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT IMPLEMENTED ACCORDING TO CANARD CONFIGURATION

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к многоцелевым самолетам вертикального взлета и посадки, выполненным по схеме «утка».
Известна конструкция самолета, которая содержит хвостовой руль высоты, включающий носовую часть, хвостовую часть с нижней и верхней поверхностями и ось вращения, на которой они закреплены с возможностью поворота (см. патент РФ №2063364, В64С 5/16, 1993 г.).
Недостатком известной конструкции является невозможность использовать выхлопные газы двигателей для создания дополнительной тяги.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемой конструкции является самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка", включающий фюзеляж, крыло, горизонтальное оперение с рулем высоты и вертикальное оперение с рулем направления, шасси, силовую установку, состоящую из газотурбинных двигателей с выхлопными соплами, соединенных механической трансмиссией с расположенными в кольцевых каналах подъемно-маршевыми вентиляторами и носовым подъемным вентилятором с входными и выходными створками, причем кольцевые каналы всех вентиляторов снабжены насадками, причем выходное сечение насадка каждого подъемно-маршевого вентилятора выполнено под углом к вертикали, и на их выходе установлена решетка поворотных профилей и привод их отклонения с тягами и качалками (см. а.с. №1766781, кл. В64С 29/00, 1989 г.).
Недостатками известной конструкции являются:
- применение в конструкции жестких поворотных решеток, что приводит к большим гидравлическим потерям при отклонении вектора тяги, потеря части тяги на борту самолета, т.к. не используют энергию выхлопной струи газотурбинного двигателя (3-5%), что отрицательно сказывается на весовой отдаче и экономичности самолета;
- невозможность использовать выхлопные газы двигателей для создания дополнительной тяги.
Техническим результатом, решаемым предлагаемым изобретением, является создание конструкции самолета вертикального взлета и посадки, позволяющей получать дополнительную подъемную силу на взлете-посадке и переходных режимах за счет поворота струи выхлопных газов газотурбинных двигателей.
Технический результат в предлагаемом изобретении достигают созданием самолета вертикального взлета и посадки, выполненного по схеме "утка", включающего фюзеляж, крыло, горизонтальное и вертикальное оперение, шасси, силовую установку, состоящую из газотурбинных двигателей с выхлопными соплами, соединенных механической трансмиссией с расположенными в кольцевых каналах подъемно-маршевыми вентиляторами и носовым подъемным вентилятором с входными и выходными створками, причем кольцевые каналы всех вентиляторов снабжены насадками, а выходное сечение насадка каждого подъемно-маршевого вентилятора выполнено под углом к вертикали, и на их выходе установлена решетка поворотных профилей и привод их отклонения с тягами и качалками, который, согласно изобретению, снабжен дополнительным хвостовым рулем высоты, состоящим из закрепленных с возможностью поворота на оси вращения носовой части и хвостовой части с нижней и верхней поверхностями, причем ширина хвостового руля высоты равна ширине фюзеляжа, а насадок каждого подъемно-маршевого вентилятора снабжен боковыми ограничителями потока воздуха от вентилятора, и поворотные профили решеток выполнены в виде сборных гибких лопаток, а выходное сечение насадка выполнено сложной формы с верхней и нижней горизонтальными гибкими кромками, при этом выхлопные сопла двигателей прилегают к верхней поверхности дополнительного хвостового руля высоты и по краям нижней поверхности фюзеляжа установлены продольные гребни.
Изобретение характеризуется тем, что сборные гибкие лопатки состоят из жесткой передней части, имеющей обтекаемое поперечное сечение, и гибкой хвостовой части в виде тонкой пластины с задней утолщенной кромкой.
Жесткая передняя часть сборной гибкой лопатки обеспечивает надежное крепление лопатки в конструкции и уменьшает его лобовое сопротивление.
Наличие гибкой хвостовой части гибкой лопатки позволяет отказаться от обычно применяемых шарнирных соединений, что улучшает аэродинамические характеристики, упрощает конструкцию, снижает массу и повышает надежность.
Утолщенная задняя кромка лопатки и соединяющая их система тяг и качалок предотвращает возникновение колебаний лопаток типа флаттер в турбулентном, закрученном потоке за вентилятором.
Выполнение выходного сечения насадка прямоугольным с постоянной шириной в верхней части и круговым в нижней части, причем ширина верхней части равна диаметру круговой в нижней части, позволяет упростить конструкцию решетки поворотных профилей, за счет унификации профилей по конструкции и размеру и уменьшить потери тяги при повороте потока.
Изобретение характеризуется тем, что гибкие кромки выполнены в виде тонких пластин с задней утолщенной кромкой.
Это необходимо для существенного уменьшения потерь тяги.
Выполнение выхлопных сопл двигателей вытянутыми по горизонтальной оси позволяет создавать направленный поток отработанных газов газотурбинных двигателей на дополнительный хвостового руля высоты и повысить эффективность их работы за счет внешнего обдува.
Установка оси вращения в дополнительном хвостовом руле высоты на передней кромке нижней поверхности хвостовой части и выполнение носовой части по радиусу, равному максимальной толщине руля, и образуя поверхность Коанда, позволяет сохранить эффективность работы хвостового руля высоты до существенно больших углов отклонения за счет реализации эффекта Коанда.
Предлагаемая конструкция позволяет:
- уменьшить гидравлические потери при отклонении вектора тяги и, как следствие, уменьшить массу конструкции и повысить экономичность самолета;
- использовать энергию выхлопных газов двигателей для создания подъемной силы на взлете и посадке;
- реализовать в полете принцип непосредственного управления подъемной силой, что улучшает маневренность самолета и точность пилотирования;
- обеспечить на переходных режимах полета балансировку значительно большей вертикальной тяги, что позволяет уменьшить запасы тяги на управление в продольном канале и, следовательно, повысить взлетную тяговооруженность при неизменной мощности.
Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки поясняется нижеследующим описанием конструкции и чертежами, где:
на фиг. 1 - общий вид самолета во взлетно-посадочном положении;
на фиг. 2 - вид сзади на выходное сечение канала подъемно-маршевого вентилятора;
на фиг. 3 - сечение А-А по решетке со сборными гибкими лопатками фиг. 2;
на фиг. 4 - продольное сечение по выхлопному соплу газотурбинного двигателя и дополнительному хвостовому рулю высоты.
Самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка", состоит из фюзеляжа 1, высокорасположенного стреловидного крыла 2, горизонтального оперения с рулем высоты 3 и вертикального оперения с рулем направления 4, шасси 5, дополнительного хвостового руля высоты, ширина которого равна ширине фюзеляжа 1, силовой установки, состоящей из газотурбинных двигателей 6 с выхлопными соплами 7 и соединенных механической трансмиссией (на чертеже не показана) с расположенными в кольцевых каналах 8 двумя подъемно-маршевыми вентиляторами 9 и носовым подъемным вентилятором 10 с входными 11 и выходными 12 створками.
Причем выхлопные сопла 7 двигателей выполнены вытянутыми по горизонтальной оси.
Кольцевые каналы 8 всех вентиляторов снабжены насадками: насадком (на чертеже не показан) носового подъемного вентилятора 10 и насадками 13 каждого подъемно-маршевого вентилятора 9.
Выходное сечение каждого из насадков 13 выполнено под углом к вертикали и состоит из сопрягающихся частей - прямоугольной с постоянной шириной в верхней части и круговой в нижней части, причем ширина верхней части равна диаметру круговой нижней части. У них выполнены верхняя 14 и нижняя 15 горизонтальные гибкие кромки.
Гибкие кромки выполнены в виде тонких пластин 16 с задней утолщенной кромкой 17, причем нижняя кромка 15 имеет ширину 40-50% диаметра кольцевого канала 8.
Площадь проекции выходного сечения канала на вертикальную плоскость выбирают по расчету, исходя из потребной тяги.
На выходе каждого из насадков 13 каждого подъемно-маршевого вентилятора 9 установлена решетка 18 поворотных профилей, выполненных в виде сборных гибких лопаток, и привод их отклонения 19 с тягами 20 и верхними и нижними качалками 21, 22.
Сборные гибкие лопатки состоят из жесткой передней части 23, имеющей обтекаемое поперечное сечение, и гибкой хвостовой части 24 в виде тонкой пластины с задней утолщенной кромкой 25.
Каждый насадок 13 подъемно-маршевого вентилятора 9 снабжен боковыми ограничителями потока воздуха 26 от подъемно-маршевого вентилятора 9.
Боковые ограничители потока воздуха 26 на насадке 13 выполняют длиной, равной гибкой хвостовой части 24 сборных гибких лопаток, и служат для предотвращения бокового растекания струи при ее отклонении.
Все задние утолщенные кромки 17 и 25 в решетке поворотных профилей 8 соединены между собой с помощью двух тяг 20, двух верхних качалок 21 и двух нижних качалок 22, образующих параллелограммные механизмы, обеспечивающие их синхронное отклонение при помощи привода 19. Причем качалки 21 и 22 жестко закреплены на единой трубчатой оси 27.
Дополнительный хвостовой руль высоты содержит хвостовую часть 28, носовую часть 29 и ось вращения 30, установленную на нижней поверхности руля 31
Причем носовая часть руля 29 выполнена по радиусу, равному максимальной толщине руля, и образует при повороте руля поверхность Коанда.
Верхняя поверхность 32 хвостовой части руля расположена вертикально при его повороте вниз на режимах взлета и посадки.
При таком расположении руля и обдувки его верхней поверхности выхлопными струями двигателей обеспечивают  увеличение подъемной силы силовой установки за счет использования энергии выхлопных газов двигателей.
По краям нижней поверхности фюзеляжа 1 установлены продольные гребни 33.
Они позволяют ограничить растекания «фонтана» от соударения струй трех вентиляторов. Причем спереди дополнительным ограничителем растекания «фонтана» служит струя носового подъемного вентилятора 10, а сзади - отклонением дополнительного хвостового руля высоты.
Такое выполнение конструкции позволяет исключить возникновение «подсасывающей» силы на режимах ВВП вблизи земли и, следовательно, исключить дополнительные потери тяги.
Самолет вертикального взлета и посадки и его хвостовой руль высоты работает следующим образом.
Перед взлетом самолета газотурбинные двигатели запускают, входные 11 и выходные 12 створки носового подъемного вентилятора 10 открыты, решетки 18 поворотных профилей подъемно-маршевых вентиляторов 9 отклонены на необходимый угол вниз, что приводит к повороту вектора тяги подъемно-маршевых вентиляторов 9 вверх.
Дополнительный хвостовой руль высоты отклоняют на максимальный угол вниз, что приводит к отклонению вниз выхлопных струй газотурбинных двигателей 6 по поверхности Коанда и использованию их тяги для создания подъемной силы. Причем вытянутая по горизонтали форма выхлопного сопла 7 позволяет распределить выхлопную струю двигателя на максимальную площадь дополнительного руля.
При достижении максимальной тяги силовой установки самолет производит вертикальный взлет и далее разгоняется за счет постепенного поворота вектора тяги силовой установки в горизонтальное положение при соответствующем отклонении решеток 18 поворотных профилей.
При достижении эволютивной скорости полета, т.е. такой скорости, при которой всю подъемную силу, необходимую для полета, создает высокорасположенное стреловидное крыло 2, носовой подъемный вентилятор 10 отключают и его входные 11 и выходные 12 поворотные створки закрывают, а хвостовой руль высоты используют далее как обычный руль.
Далее полет происходит, как у обычного самолета.
Перед посадкой все перечисленные операции выполняют в обратной последовательности.
Работоспособность предлагаемой конструкции была проверена поэлементно и в целом на моделях и натурных образцах отдельных агрегатов конструкции самолета.
Получено увеличение подъемной силы при вертикальном взлете за счет использования энергии выхлопной струи газотурбинных двигателей.
Потери при повороте потока от подъемно-маршевых вентиляторов составили менее 12% от их общей тяги.