САМОЛЁТ ВЕРТИКАЛЬНОГОГО ВЗЛЁТА И ПОСАДКИ
VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве летательного аппарата вертикального взлета и посадки безаэродромного базирования.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Из уровня техники известно несколько типов самолётов вертикального взлета и посадки (СВВП).
Известен самолёт F-35B компании «Локхид - Мартин».
Самолёт выполнен по нормальной аэродинамической схеме, с высокорасположенным трапециевидным крылом и хвостовым оперением, включающим широко разнесенные наклоненные наружу кили и цельноповоротные стабилизаторы.
По компоновке F-35B является однодвигательным с боковыми воздухозаборниками.
В режиме вертикального взлета сопло подъемно-маршевого двигателя отклоняется вниз на 95°, а за кабиной пилота вертикально установленный вентилятор, связанный с подъемно-маршевым двигателем жесткой передачей через разобщительную муфту, и редуктор создает подъемную тягу.
В крейсерском полете подъемный вентилятор останавливается и закрывается створками.
Несомненными достоинствами самолёта F-35B являются уникальный подъемно-маршевый двигатель с поворотным соплом и приводным валом отбора мощности, высокая крейсерская скорость и «стелс» технологии.
Недостатком такого способа создания вертикальной тяги является чрезвычайно высокие энергозатраты накладывающие жесткие ограничения на взлетную массу летательного аппарата. В результате этого F-35B может вертикально взлетать только при малой боевой нагрузке и неполных топливных баках. При большей нагрузке взлет осуществляется с коротким разбегом, а посадка вертикально. Кроме этого, уменьшается радиус действия.
На вертикальных режимах полета происходит разрушение поверхности площадки под воздействием реактивной струи двигателя. Образовавшиеся фрагменты поверхности, пыль и выхлопные газы при попадании в двигатель могут привести к его остановке и/или разрушению. Поэтому эксплуатация самолёта возможна только со специально подготовленных площадок и палубы авианесущих кораблей.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является конструкция самолёта вертикального взлета и посадки (патент США №9487286).
Известный самолёт содержит фюзеляж, в верхней части которого последовательно установлены вентиляторы.
По бокам вдоль фюзеляжа по всей его длине неподвижно закреплены крылья, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолёта. Горизонтальная скорость самолёту сообщается истечением части воздушного потока вентиляторов через воздуховоды в хвостовой части фюзеляжа или винтомоторной группы в носовой части.
Несущая система СВВП в известном самолёте применяется на всех режимах полета: вертикальный взлет и посадка, крейсерский.
Достоинством известного технического решения является большая грузоподъемность несущей системы на режиме вертикального взлета.
Основным недостатком известного технического решения является неработоспособность несущей системы на высоких (околозвуковых, сверхзвуковых) скоростях. Это объясняется тем, что при движении самолёта с некоторой горизонтальной скоростью происходит снос (отклонение) воздушного потока вентиляторов набегающим воздушным потоком. В результате этого крыло обтекается воздушным потоком, направленным под некоторым углом к передней кромке (эффект скольжения), что приводит к снижению подъемной силы (уменьшается перпендикулярная составляющая скорости). Для компенсации потери подъемной силы необходимо увеличить скорость воздушного потока вентиляторов и направить его под некоторым углом навстречу набегающему воздушному потоку, что, несомненно, ведет к дополнительным энергозатратам. На высоких скоростях воздушный поток, обтекающий крыло, будет направлен вдоль него, не создавая подъемную силу, а увеличивая аэродинамическое сопротивление.
Кроме того, на высокой крейсерской скорости значительно снижается эффективность (КПД) вертикально установленных в фюзеляже вентиляторов.
Из вышеизложенного следует, что при увеличении горизонтальной скорости происходит снижение экономичности СВВП, а на высоких скоростях несущая система теряет работоспособность.
Использование несущей системы СВВП в данном виде на крейсерском режиме полета возможна только на низких скоростях и на малую дальность, что значительно ограничивает области его применения.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Технической задачей изобретения является повышение грузоподъемности, увеличение дальности полета (радиуса действия) и крейсерской скорости, а также возможности безаэродромного базирования самолёта.
Поставленная задача решена благодаря тому, что предлагаемый самолёт вертикального взлета и посадки, содержит в себе:
фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними,
крылья (2), расположенные в хвостовой части фюзеляжа по бокам, выполненные таким образом, что подъемная сила создается при движении текучей среды в направлении вдоль фюзеляжа,
по меньшей мере, один киль (4), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1), горизонтальное оперение (3), расположенное в носовой части фюзеляжа по бокам, ниши (7), расположенные в средней части фюзеляжа (1) по бокам, турбореактивный двигатель (8) с приводным валом (9), расположенный в хвостовой части фюзеляжа,
вентиляторы (14), установленные в средней части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в ниши (7), в направлении от фюзеляжа в стороны,
приводной вал (9) кинематически соединен с осями вентиляторов через разобщительную муфту (10) и, по меньшей мере, один редуктор,
подъемные крылья (18), шарнирно установленные на кронштейнах (15) в нишах (7),
моторы (17), выполненные с возможностью поворачивать крылья (18) относительно оси шарниров таким образом, что в одном из крайних положений крылья (18) утапливаются внутрь ниш (7), а в другом из крайних положений ориентированы вдоль потока текучей среды из выпускных отверстий вентиляторов (14),
подъемные крылья (18) выполнены таким образом, что в положении взлета и посадки подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны.
По сути, поставленная задача достигается путем объединения достоинств несущей системы на вертикальных режимах с преимуществами самолёта классической схемы следующим образом: самолёт вертикального взлета и посадки, имеющий фюзеляж, крылья, вентиляторы, отличается тем, что в нишах по бокам фюзеляжа на поворотных кронштейнах установлены подъемные крылья, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолёта, при этом подъемные крылья выдвигаются при вертикальном взлете и посадке и убираются в ниши на крейсерском режиме полета.
Как будет понятно специалисту, преимущества предлагаемого самолёта по сравнению с выбранным прототипом достигаются в основном благодаря тому, что взлетные крылья выполнены с возможностью утапливания в ниши внутрь фюзеляжа.
В предпочтительных формах воплощения вышеописанного самолёта:
- он содержит кабину пилота, расположенную в носовой части фюзеляжа;
- двигатель (8) выполнен двухконтурным;
- ниши (7) с каждой стороны снабжены створками, расположенными сверху от крыльев (18) и снизу от крыльев (18);
- он снабжен двумя килями, расположенными вертикально на расстоянии друг от друга в хвостовой части фюзеляжа (1);
- двигатель (8) снабжен реверсивным устройством (19);
- в носовой и/или хвостовой частях фюзеляжа и/или на крыльях и/или горизонтальном оперении имеются сопла, выполненные с возможностью изменения угла атаки, тангажа и/или рысканья в режиме взлета и посадки.
Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР ЧЕРТЕЖЕЙ
На Фиг. 1 представлен общий вид самолёта в трех проекциях.
На Фиг. 2 изображена кинематическая схема.
На Фиг. 3 показано сечение А-А.
На Фиг. 4 показано действие реверсивного устройства.
На Фиг. 5 оказан кронштейн крепления подъемных крыльев в двух проекциях.
Позициями 1-20 обозначены:
1 - фюзеляж,
2 - крыло,
3 - переднее горизонтальное оперение,
4 - кили,
5 - створки вентиляторов,
6 - створки, закрывающие ниши 7,
7 - ниши,
8 - подъемно-маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель,
9 - приводной вал двигателя,
10 - разобщительная муфта,
11 - главный редуктор,
12 - валы главного редуктора,
13 - вспомогательные редукторы,
15 - задние кронштейны
16 - оси задних кронштейнов
17 - моторы,
18 - подъемные крылья,
20 - створки реверсивного устройства.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Самолёт выполнен по аэродинамической схеме «утка».
По компоновочной схеме однодвигательный с боковыми воздухозаборниками.
Вертикальное оперение двухкилевое.
Шасси «обычное» трехстоечное.
Как показано на фиг. 1 самолёт содержит:
фюзеляж 1,
крыло 2,
переднее горизонтальное оперение 3, кили 4.
Как показано на фиг. 3 в средней части фюзеляжа наверху имеются створки 5 вентиляторов, а по бокам створки 6 закрывающие ниши 7.
Как показано на фиг. 2 в хвостовой части самолёта установлен подъемно-маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель 8.
Двигатель приводным валом 9 через разобщительную муфту 10 соединяется с главным редуктором 11.
Главный редуктор посредством валов 12 и редукторов 13 передает крутящий момент двухступенчатым вентиляторам с роторами противоположного вращения.
Как показано на фиг. 2 и 5 в нишах 7 фюзеляжа на передней и задней стенках установлены кронштейны 15 шарнирно соединенные с фюзеляжем.
Оси 16 задних кронштейнов 15 соединены с моторами (пневмо/гидро) 17, осуществляющими поворот кронштейнов из вертикального (исходного) положения в горизонтальное (рабочее).
Кронштейны 15 соединены между собой подъемными крыльями 18.
Как показано на фиг. 3 подъемные крылья установлены таким образом, что в горизонтальном положении они обращены друг к другу передними кромками.
Как показано на фиг. 1 и 4 на подъемно-маршевом двигателе 8 установлено реверсивное устройство 19 «ковшового типа».
Реверсивное устройство состоит из створок 20 и привода (не показан).
Вертикальный взлет осуществляется следующим образом.
1) Открываются створки вентиляторов 5 и створки 6 ниш 7.
2) Моторы 17 поворачивают подъемные крылья 18 из вертикального положения в горизонтальное.
3) Привод реверса (не показан) раскрывает створки 20 (Фиг. 4).
4) Запускается двигатель 8.
5) Створки реверса 20 отклоняют реактивную струю (Фиг. 4) горизонтально влево и право под углом 90° к оси двигателя. При таком отклонении реактивной струи горизонтальная составляющая тяги реверса равна нулю, что обеспечивает статичное положение самолёта перед взлетом. Крутящий момент от двигателя 8 по приводному валу 9 и разобщительной муфте 10 передается главному редуктору 11.
y
y
6) Далее крутящий момент от главного редуктора 11 посредством валов 12 и редукторов 13 доводится до вентиляторов 14. Воздушный поток вентиляторов обтекая подъемные крылья 18 создает подъемную силу (F) и силу лобового сопротивления (F) (Фиг. 3).
7) Как только вертикальная тяга, как сумма подъемных сил, станет больше силы тяжести (G) произойдет отрыв самолёта от поверхности и начнется вертикальный взлет. После зависания самолёта на определенной высоте створки реверса 20 постепенно складываются, самолёту сообщается горизонтальная скорость.
8) По мере набора скорости полета автоматически меняется соотношение подъемной силы крыла 2 и вертикальной тяги подъемных крыльев 18, увеличение подъемной силы крыла 2 компенсируется уменьшением вертикальной тяги подъемных крыльев 18.
9) При достижении скорости, на которой подъемная сила крыла 2 станет равной силе тяжести, разобщительная муфта 10 разъединит главный редуктор 11 от двигателя 8, происходит остановка вентиляторов 14, створки 5 закрываются. Моторы 17 переводят кронштейны 15 с подъемными крыльями 18 из горизонтального положения в вертикальное, створки ниш 6 закрываются. Самолёт переходит на крейсерский режим полета.
Вертикальная посадка осуществляется следующим образом.
1) При приближении к месту посадки открываются створки 6 ниш, моторы 17 переводят подъемные крылья 18 из вертикального положения в горизонтальное, открываются створки вентиляторов 5.
2) После включения разобщительной муфты 10 крутящий момент от двигателя 8 по приводному валу 9 передается главному редуктору 11. От главного редуктора 11 через валы 12 и редукторы 13 крутящий момент передается вентиляторам 14. Воздушный поток вентиляторов обтекая подъемные крылья 18 создает подъемную силу. Постепенно раскрываются створки реверса 20. По мере снижения горизонтальной скорости самолёта происходит автоматическое регулирование соотношения подъемной силы крыла 2 и вертикальной тяги подъемных крыльев 18, уменьшение подъемной силы крыла компенсируется увеличением вертикальной тяги подъемных крыльев.
2) Как только вертикальная тяга подъемных крыльев станет равной силе тяжести, самолёт может перейти в режим висения и вертикальной посадки.
На самолёте применяется комбинированная система управления.
На режимах висения и переходных используется система струйного (реактивного) управления. Она представляет собой несколько регулируемых воздушных сопел расположенных на законцовках крыльев, а также в носовой и хвостовой частях самолёта.
На крейсерском режиме полета управление осуществляется аэродинамическими поверхностями (элероны, рули направления и высоты).
Таким образом, при расположении в воздушном потоке вентиляторов подъемных крыльев, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолёта векторная сумма сил лобового сопротивления становится равной нулю.
у
х
Это дает возможность применять аэродинамические профили с наибольшим коэффициентом подъемной силы (С) без учета их коэффициента лобового сопротивления (С).
Кроме этого, повысить коэффициент подъемной силы можно применением системы управления пограничным слоем, механизацией крыльев, реактивными закрылками и т.д.
Реализация вышеперечисленных мероприятий, направленных на повышение коэффициента подъемной силы, позволяет значительно увеличить подъемную силу (при прочих равных условиях) при минимальных энергозатратах и, следовательно, повысить грузоподъемность самолёта, а также увеличить дальность полета (радиус действия).
В предлагаемой конструкции самолёта подъемные крылья применяются только на режимах вертикального взлета и посадки с последующей уборкой их в ниши закрытыми створками, что снижает аэродинамическое сопротивление и позволяет развивать высокую крейсерскую скорость.
Горизонтальное отклонение реактивной струи реверсом устраняет разрушающее воздействие на поверхность площадки. Становится возможной безаэродромная эксплуатация самолёта.