КОМБИНИРОВАННЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
COMBINED AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании аппаратов, способных летать как в вертолетном, так и в самолетном режимах.
Известен комбинированный летательный аппарат, содержащий удлиненный фюзеляж, несущий винт с лопастями для создания подъемной силы и крыльевую часть, выступающую от каждой стороны фюзеляжа; каждая крыльевая часть установлена на фюзеляже с возможностью поворота вокруг ее продольной оси, а несущий винт имеет кожух для размещения вдвижных и выдвижных лопастей несущего винта; лопасти несущего винта выполнены с возможностью поворота относительно кожуха вокруг их продольной оси, RU 2380276 С2, опубл. 27.01.2010.
Недостатком данного аппарата является его конструктивная сложность, что, в первую очередь, объясняется наличием как крыльев, работающих только в самолетном режиме, так и несущего винта, работающего в вертолетном режиме и выполняющего функцию дополнительных крыльев в самолетном режиме. Как отмечается в описании RU 2380276 С2, скорость полета аппарата в самолетном режиме составляет 170-200 км/час. Это объясняется тем, что данный аппарат в самолетном режиме представляет собой фактически биплан с высоким аэродинамическим сопротивлением, обусловленным наличием дополнительного вертолетного винта.
Известен комбинированный летательный аппарат, содержащий вертолетный фюзеляж, маршевый двигатель, редуктор, жесткий несущий винт с фиксированными лопастями, устройство его преобразования в неподвижное крыло, автомат перекоса воздушного потока, хвостовую балку и оперение с компенсатором реактивного момента несущего винта; жесткий несущий винт состоит из трех фиксированных относительно друг друга лопастей с сечением, имеющим выпуклый верхний и двояковогнутый нижний контуры; лопасти образуют единое Y-образное симметричное крыло-ротор, на внешних концах которого установлены преимущественно по нормали к поверхностям лопастей с возможностью осевого поворота лопатки, соединенные с рычагом шаг-газа и автоматом перекоса воздушного потока через горизонтальные тяги и секторные рычаги в продольных полостях лопастей крыла-ротора, а на хвостовом оперении установлены два жестких пропеллера со сходящимися за хвостовой балкой фюзеляжа осями, которые имеют два реверсивных электропривода, подключенных к стартер-генератору маршевого двигателя через электрическую схему перераспределения его мощности, RU 2369525 С2, опубл. 10.10.2009.
Данный аппарат представляет собой вертолет с трехлопастным винтом. Переход на самолетный режим после вертикального взлета осуществляется с помощью лопаток на концах лопастей крыла-ротора, которые устанавливаются параллельно друг другу и продольной оси фюзеляжа, вращение несущего винта замедляется и он останавливается во флюгерном положении, которое фиксируется тормозным или сцепным устройством. Преобразование самолета в вертолет происходит в обратном порядке с постепенным снижением горизонтальной скорости и перераспределением мощности между пропеллерами и несущим винтом.
Данный аппарат имеет более простую конструкцию в сравнении с описанным выше аналогом, однако скорость его полета в самолетном режиме незначительно превышает скорость вертолета.
Известен комбинированный летательный аппарат, включающий самолетный фюзеляж, винт-крыло с парой лопастей, которое прикреплено к установленной на фюзеляже втулке с возможностью его поворота. Летательный аппарат приводится в действие двумя турбореактивными двигателями. При полете в вертолетном режиме винт-крыло служит в качестве вертолетного винта. В самолетном режиме устройство представляет собой летательный аппарат с крылом неизменяемой геометрии. Переход от вертолетного режима к самолетному осуществляется на скорости около 200 км/час. По мере увеличения скорости полета винт-крыло поворачивается на угол в диапазоне вплоть до 45 градусов относительно продольной оси фюзеляжа так, чтобы обеспечить уменьшение лобового сопротивления винт-крыла при увеличении скорости аппарата, US 5454530 (А), опубл. 03.10.1995.
Данное техническое решение принято в качестве прототипа настоящего изобретения.
Недостатком прототипа является то обстоятельство, что в самолетном режиме асимметричное положение винт-крыла относительно фюзеляжа приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, имеет место вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, что присуще всем самолетам с крылом асимметрично изменяемой стреловидности. Любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения; устранение указанных выше негативных эффектов требует применения сложной системы, автоматически воздействующей на органы аэродинамического управления в зависимости от скорости полета, угла атаки и угла стреловидности крыла, а также применения системы сдува (отсоса) пограничного слоя с крыла, что весьма усложняет конструкцию и снижает надежность летательного аппарата.
Задачей настоящего изобретения является предотвращение асимметрии лобового сопротивления винт-крыла при изменении его положения в самолетном режиме и устранение тем самым указанных выше недостатков.
Согласно изобретению в комбинированном летательном аппарате, включающем самолетный фюзеляж, винт-крыло, снабженное средствами его фиксации в двух положениях относительно продольной оси фюзеляжа, по меньшей мере, один турбореактивный двигатель, переднее оперение и хвостовое оперение, винт-крыло выполнено из, по меньшей мере, двух пар лопастей, симметричных относительно оси его вращения, лопасти одной пары имеют длину, превышающую длину лопастей других пар, при этом средства фиксации винт-крыла выполнены с возможностью его фиксации в положении, когда лопасти большей длины расположены под углом 90° к продольной оси фюзеляжа, и в другом положении, когда лопасти большей длины расположены вдоль продольной оси фюзеляжа.
Заявителем не выявлены какие-либо технические решения, идентичные заявленному, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения условию патентоспособности «Новизна».
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:
на фиг. 1 - вариант с двумя парами лопастей винт-крыла, вид сверху, лопасти большей длины расположены поперек продольной оси фюзеляжа;
на фиг. 2 - то же, что на фиг. 1, лопасти большей длины расположены вдоль продольной оси фюзеляжа;
на фиг. 3-то же, что на фиг. 1, аксонометрия;
на фиг. 4 - то же, что на фиг. 2, аксонометрия;
на фиг. 5 - вариант с тремя парами лопастей винт-крыла, вид сверху, лопасти большей длины расположены поперек продольной оси фюзеляжа;
на фиг. 6 - то же, что на фиг. 5, лопасти большей длины расположены вдоль продольной оси фюзеляжа.
Комбинированный летательный аппарат содержит самолетный фюзеляж 1, винт-крыло, содержащее в конкретном примере по фиг. 1-4 две пары лопастей: лопасти 2 большей длины и лопасти 3 меньшей длины. Лопасти каждой пары имеют одинаковые размеры и симметричны относительно оси 4 вращения винт-крыла. Винт-крыло снабжено средствами фиксации его в двух положениях: в одном положении (фиг. 1) лопасти 2 большей длины зафиксированы под углом 90° к продольной оси 5 фюзеляжа 1, а лопасти 3 меньшей длины - вдоль оси 5; в другом положении (фиг. 2) лопасти 2 зафиксированы вдоль оси 5, а лопасти 3 - под углом 90° к оси 5. Средства фиксации винт-крыла (на чертежах не показаны) в конкретных примерах представляют собой электромагнитное тормозное устройство с датчиками положения вала винт-крыла. Возможно использование электромеханических или электрогидравлических средств фиксации винт-крыла. В конкретном примере по фиг. 5, 6 винт-крыло содержит три пары лопастей; лопасти 6 имеют большую длину в сравнении с лопастями 7 и 8. Углы между лопастями 6, 7, 8 составляют 60°.
В положении по фиг. 5 лопасти 6 большей длины зафиксированы под углом 90° к продольной оси 5 фюзеляжа 1, а лопасти 7, 8 - под углом 30° к оси 5; в другом положении (фиг. 6) лопасти 6 зафиксированы вдоль оси 5, а оси 7, 8 - под углом 60° к оси 5.
Винт-крыло приводится во вращение в вертолетном режиме с помощью вертолетного двигателя (на чертежах не показан). В самолетном режиме в конкретном примере используются два маршевых турбореактивных двигателя 9. Летательный аппарат снабжен передним оперением 10 и хвостовым оперением 11.
Комбинированный летательный аппарат работает следующим образом.
Для полета в вертолетном режиме винт-крыло приводится во вращение, и летальный аппарат поднимается в воздух. Реактивный момент в плоскости винт-крыла может компенсироваться различными известными средствами, например, описанными в US 5454530 (А), или дополнительным винтом, устанавливаемым в хвостовой части фюзеляжа. При достижении аппаратом высоты, необходимой для полета в самолетном режиме, включаются маршевые турбореактивные двигатели 9. При достижении аппаратом скорости 250-350 км/час винт-крыло фиксируется в положении, когда лопасти 2 большей длины перпендикулярны продольной оси 5 фюзеляжа 1 (фиг. 1), при этом вертолетный двигатель выключается. Лопасти 2 работают как самолетные крылья. По мере возрастания скорости полета до значений, близких к скорости звука, винт-крыло приводится в положение, когда лопасти 3 меньшей длины и с меньшим лобовым сопротивлением перпендикулярны продольной оси 5 фюзеляжа 1 (фиг. 2), и фиксируется в этом положении.
Увеличение количества пар лопастей до трех (фиг. 5, 6) позволяет увеличить вертикальную тягу в вертолетном режиме и, соответственно, грузоподъемность летательного аппарата.
При переводе летательного аппарата с тремя парами лопастей в самолетный режим винт-крыло приводится в положение согласно фиг. 5, а затем при возрастании скорости полета переводится в положение по фиг. 6.
Изображение винт-крыла на фиг. 1-6 носит схематический характер. Конкретные размеры, форма и соотношение длины лопастей определяются в зависимости от заданных параметров полета. При наличии взлетно-посадочной полосы взлет и посадка аппарата могут осуществляться в самолетном режиме.
Реализация отличительных признаков изобретения обеспечивает симметричность лопастей относительно фюзеляжа в любом фиксированном их положении в самолетном режиме, что предотвращает возникновение паразитных разворачивающих моментов как по крену, так и по тангажу и рысканию. Исключается несимметричный срыв потока и вызываемые этим явлением возмущения.
Заявителем не выявлены источники информации, в которых содержались бы сведения о влиянии отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат.
Указанные обстоятельства позволяют сделать вывод о соответствии заявленного технического решения условию патентоспособности «Изобретательский уровень».