Самолёт вертикального взлёта и посадки

Полезная модель относится к авиации, а именно к самолетам вертикального взлета и посадки (СВВП).
Основной областью применения предлагаемого СВВП является организация воздушного транспортного сообщения без привязки к существующей аэродромной сети и без необходимости строительства новых взлетно-посадочных полос.
В настоящее время известно множество беспилотных СВВП, в компоновке которых самолет нормальной схемы дополнен несущей системой мультикоптера [Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов - М., Машиностроение, 1983, 616 с., Ерохин Е., Коломиец А. Мультикоптеры: новый вид. [Электронный ресурс]. URL: http://www.uav.ru/articles/multicopters.pdf (дата обращения 05.07.2016)], причем из всего многообразия схем мультикоптеров чаще всего используется вариант с четырьмя винтами, называемый поэтому квадрокоптером.
Например, известен СВВП Wingcopter с крылом сложной формы в плане и перевернутым V-образным хвостовым оперением [[Электронный ресурс]. URL: http://www.wingcopter.com (дата обращения 05.07.2016)].
Особенностью данного аппарата является установка четырех воздушных винтов, вращаемых индивидуальными электродвигателями (ЭД), на концах поворотных балок, закрепленных на левой и правой консолях крыла на его передней и задней кромках. Для выполнения вертикального взлета или посадки (ВВП) балки устанавливаются в горизонтальное положение, так что два винта оказываются позади задней кромки крыла, а два других винта - впереди передней. При этом оси вращения всех винтов становятся вертикальными, поэтому создаваемая ими тяга Р направлена вверх, компенсирует вес аппарата G, позволяя ему совершить вертикальный взлет или посадку по технологии квадрокоптера (см. фиг. 1).
Для перехода в горизонтальный полет по-самолетному балки задних винтов с помощью специальных механизмов поворачиваются вверх-вперед, а балки передних винтов - вниз-назад, занимая вертикальное положение, как показано на фиг. 2. При этом оси всех винтов разворачиваются в горизонтальном направлении, так что при их вращении возникает направленная вперед тяга Р. В результате СВВП может выполнять горизонтальный полет как обычный самолет, у которого четыре двигателя с воздушными винтами, преодолевая силу лобового сопротивления X, обеспечивают поступательное движение, крыло создает подъемную силу Y, компенсирующую вес аппарата G, а управление осуществляется с помощью аэродинамических рулей, расположенных на задних кромках крыла и оперения.
Применение в данном СВВП крыла сложной формы в плане позволяет обеспечить компактные размеры аппарата и, вместе с тем, решить следующие задачи:
- минимизировать потери энергии на продольную балансировку при выполнении вертикального взлета и посадки;
- обеспечить достаточный запас продольной статической устойчивости в горизонтальном полете.
Очевидно, что для решения первой задачи необходимо поместить центр масс (ЦМ) аппарата точно посередине между передними и задними воздушными винтами, приведенными в положение для вертикального взлета и посадки, как показано на фиг. 1. Другими словами, продольные плечи  передних и задних винтов должны быть одинаковыми и такими по величине, чтобы диски винтов не перекрывали контур крыла на плановой проекции. Это необходимо для снижения потерь от обдувки крыла.
Решение второй задачи требует расположения ЦМ впереди аэродинамического фокуса аппарата по углу атаки F на некотором удалении, как показано на фиг. 2 [Колесников Г.А., Марков В.К., Михайлюк А.А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для вузов по специальности «Самолетостроение». Под ред. Колесникова Г.А. - М., Машиностроение, 1993, 544 с., ил.]. Известно, что фокус по углу атаки изолированного крыла находится примерно на одной четверти, т.е. 25% от носка средней аэродинамической хорды (САХ). Наличие горизонтального оперения (ГО) смещает фокус назад пропорционально статическому моменту ГО, но, как правило, не далее середины САХ, т.е. не более 50%. Соответственно, для обеспечения необходимого запаса продольной статической устойчивости ЦМ обычно должен располагаться не далее 30…40% от носка САХ. Поэтому, если бы в данном СВВП использовалось, например, прямоугольное крыло, то для минимизации потерь на балансировку при вертикальном взлете и посадке потребовалось бы удлинить балки воздушных винтов, а для обеспечения устойчивости в горизонтальном полете - повысить эффективность хвостового оперения путем увеличения его плеча и/или площади, что проиллюстрировано эскизом на фиг. 3. Здесь для сравнения слева от продольной оси показана часть плановой проекции СВВП с крылом, подобным крылу Wingcopter, а справа - часть плановой проекции гипотетического СВВП с прямоугольным крылом такой же площади. Как видно, крыло со стреловидными консолями, подобное крылу Wingcopter, обеспечивает более компактную компоновку аппарата, поскольку позволяет использовать более короткие балки.
К недостаткам данного СВВП можно отнести следующие особенности компоновки:
- отсутствие колесного шасси делает невозможным выполнение обычного взлета и посадки по-самолетному с разбегом и пробегом в тех случаях, когда для этого есть все необходимые условия;
- постоянный обдув балок струями от воздушных винтов снижает КПД последних, что увеличивает расход энергии на всех этапах полета и, в конечном счете, ухудшает летно-технические характеристики (ЛТХ);
- применение одних и тех же воздушных винтов в качестве несущих на этапах вертикального взлета и посадки, и в качестве маршевых в горизонтальном полете затрудняет достижение ими высокого КПД, что также увеличивает расход энергии и ухудшает ЛТХ;
- наличие механизмов поворота балок увеличивает вес СВВП, усложняет конструкцию, технологию производства, снижает надежность и безопасность полетов;
- сложная форма крыла в плане со стреловидными консолями не является оптимальной для малых дозвуковых скоростей полета и усложняет технологию производства.
Известен также беспилотный СВВП Quantum TRON компании Quantum Systems [[Электронный ресурс]. URL: https.V/www.quantum-systems.com/products/quantum-tron/ (дата обращения 05.05.2017)].
В компоновке данного СВВП применено крыло большого удлинения полуэллиптической формы в плане с прямой задней кромкой. На крыле установлены две продольные балки, на передних и задних концах которых смонтированы четыре электродвигателя (ЭД), вращающие воздушные винты. С помощью специальных сервоприводов ЭД с винтами могут поворачиваться, так что оси винтов могут занимать вертикальное или горизонтальное положение. При вертикальном положении осей винтов обеспечивается вертикальные взлет и посадка по технологии квадрокоптера (см. фиг. 4). Поворот осей передних винтов в горизонтальное положение обеспечивает создание тяги для полета по-самолетному, при этом задние винты после поворота останавливаются и их лопасти складываются, уменьшая силу лобового сопротивления (см. фиг. 5).
Принятые технические решения позволили устранить некоторые недостатки предыдущей компоновки. В частности, полуэллиптическая форма крыла в плане и большое удлинение являются оптимальными для малых дозвуковых скоростей, поскольку обеспечивают высокое аэродинамическое качество в горизонтальном полете. К тому же, облегчается одновременное выполнение условий оптимального положения ЦМ для продольной балансировки на этапах ВВП и обеспечения необходимого запаса продольной статической устойчивости в горизонтальном полете. Дополнительное преимущество дает поворот винтов по сравнению с поворотом балок, поскольку при этом потери от обдувки в горизонтальном полете значительно меньше.
К недостаткам данного СВВП можно отнести следующие особенности компоновки:
- отсутствие нормального колесного шасси делает невозможным выполнение обычного взлета и посадки по-самолетному с разбегом и пробегом в тех случаях, когда для этого есть все необходимые условия;
- сохраняется обдув балок струями от воздушных винтов на этапах вертикального взлета и посадки, что снижает их КПД, увеличивает расход энергии и ухудшает ЛТХ;
- применение одних и тех же воздушных винтов в качестве несущих на этапах вертикального взлета и посадки, и в качестве маршевых в горизонтальном полете затрудняет достижение ими высокого КПД, что также увеличивает расход энергии и ухудшает ЛТХ;
- наличие механизмов поворота винтов увеличивает вес СВВП, усложняет конструкцию, ухудшает производственную и эксплуатационную технологичность, снижает надежность и безопасность полетов;
- выступающие над верхней поверхностью крыла продольные балки увеличивают потери подъемной силы, снижают аэродинамическое качество в горизонтальном полете и ухудшают ЛТХ;
- полуэллиптическая форма крыла в плане усложняет технологию производства.
Известен также проект СВВП компании Airbus, в котором устранены некоторые недостатки рассмотренных выше компоновок [патент US 2016/0236774 А1, опубл. 18.08.2016]. В частности, для горизонтального полета по-самолетному используется отдельная силовая установка с тянущим маршевым воздушным винтом, смонтированная в мотогондоле на вертикальном хвостовом оперении. Для выполнения вертикального взлета и посадки используется технология квадрокоптера, реализуемая четырьмя подъемными двухлопастными воздушными винтами с индивидуальными двигателями, расположенными в двух продольных балках, смонтированных на низкорасположенном крыле. После перехода в горизонтальный полет по-самолетному подъемные винты останавливаются и принудительно фиксируются в положении «лопастями вдоль потока», что позволяет изолировать их внутри балок от набегающего потока с помощью специальных створок. Применение раздельных силовых установок для этапов вертикального взлета и посадки и для горизонтального полета позволяет добиться высокого КПД и подъемных, и маршевого винтов.
Расположение маршевой силовой установки в мотогондоле вне фюзеляжа упрощает обеспечение охлаждения двигателя, повышает удобство его технического обслуживания и облегчает последующую модернизацию.
Особенностью данного проекта СВВП является применение трапециевидного крыла с прямой нестреловидной задней кромкой, на которой расположены элероны с осью вращения, перпендикулярной продольной оси самолета. Принятая форма крыла в плане не только облегчает одновременное выполнение условий оптимального положения ЦМ для этапов ВВП и горизонтального полета, но и является более простой и технологичной в производстве по сравнению, например, с эллиптическим или трапециевидным крылом со стреловидной задней кромкой.
Наличие колесного шасси позволяет данному СВВП совершать обычные взлет и посадку по-самолетному с разбегом и пробегом соответственно, или укороченные, когда для этого есть все необходимые условия. Это увеличивает гибкость применения СВВП, позволяя по возможности снижать расход энергии на взлетно-посадочных операциях, увеличивая дальность и продолжительность полета, а также вес полезной нагрузки.
К недостаткам данного СВВП можно отнести следующие особенности компоновки:
- высокая сложность конструкции, обусловленная наличием специальных устройств для изоляции подъемных винтов от набегающего потока воздуха в горизонтальном полете;
- установка продольных балок с подъемными винтами на верхней поверхности низкорасположенного крыла увеличивает потери подъемной силы и снижает аэродинамическое качество в горизонтальном полете;
- применение продольных балок большой длины увеличивает площадь омываемой поверхности и сопротивление трения в горизонтальном полете;
- принятый способ размещения подъемных винтов внутри продольных балок снижает КПД и увеличивает потери энергии на этапах вертикального взлета и посадки;
- большой вес вертикального оперения, обусловленный необходимостью обеспечения прочности для восприятия нагрузок от высокорасположенной маршевой силовой установки и Т-образного горизонтального оперения;
- наличие переднего горизонтального оперения усложняет конструкцию и увеличивает лобовое сопротивление в горизонтальном полете;
- отсутствие механизации крыла повышает минимальную скорость горизонтального полета по-самолетному, а это увеличивает расход энергии на этапах разгона в воздухе после вертикального взлета и торможения перед вертикальной посадкой;
- применение Т-образного горизонтального оперения со стреловидной задней кромкой и осями вращения рулей, неперпендикулярными продольной оси СВВП, снижает эффективность управления, усложняет конструкцию, ухудшает производственную и эксплуатационную технологичность.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению является беспилотный СВВП AV-2 Pelican компании Drone TechUAV Corporation [[Электронный ресурс]. URL: http://www.dronetechuav.com/ (дата обращения 05.05.2017)]. Особенностью данного СВВП, принятого за прототип, является применение двух маршевых силовых установок - одна, расположенная в носовой части фюзеляжа, оснащена тянущим воздушным винтом, а вторая находится в хвостовой части фюзеляжа и вращает толкающий винт. Имеется четырехопорное колесное шасси, позволяющее выполнять обычные взлет и посадку по-самолетному с разбегом и пробегом соответственно.
Вертикальный взлет и посадку обеспечивают восемь ЭД с подъемными двухлопастными воздушными винтами, установленные попарно и соосно на концах двух продольных балок, смонтированных под центропланом высоко расположенного крыла. После перехода в горизонтальный полет по-самолетному подъемные воздушные винты останавливаются и принудительно фиксируются в положении «лопастями вдоль потока» уменьшая лобовое сопротивление.
Принятые технические решения позволили устранить некоторые недостатки рассмотренных выше компоновок. В частности, применение раздельных силовых установок для вертикального взлета и посадки и для горизонтального полета облегчает достижение высокого КПД как подъемных, так и маршевых винтов. Расположение продольных балок под центропланом не нарушает геометрию верхней поверхности крыла, что снижает потери подъемной силы и аэродинамического качества в горизонтальном полете.
К недостаткам данного СВВП, можно отнести следующие особенности компоновки:
- наличие маршевой силовой установки в носовой части фюзеляжа затрудняет размещение здесь полезной нагрузки;
- размещение маршевой силовой установки внутри хвостовой части фюзеляжа затрудняет ее обслуживание, усложняет компоновку хвостового оперения, требует принятия специальных конструктивных мер для организации охлаждения двигателя путем подвода воздуха от наружных воздухозаборников через криволинейные каналы внутри фюзеляжа, что ухудшает производственную технологичность;
- форма крыла в плане, состоящая из прямоугольного центроплана и трапециевидных консолей малого сужения, имеющих заднюю кромку с обратной стреловидностью, затрудняет одновременное выполнение условий оптимального положения ЦМ для этапов ВВП и горизонтального полета;
- из-за неоптимальной формы крыла в плане передние подъемные винты установлены с большим выносом вперед относительно передней кромки крыла, что увеличивает длину, вес и сопротивление продольных балок;
- соосное расположение подъемных винтов снижает общий КПД подъемной силовой установки и увеличивает расход энергии на этапах вертикального взлета и посадки;
- расположение четырех из восьми подъемных винтов над продольными балками увеличивает потери энергии от обдувки балок на этапах вертикального взлета и посадки, а также потери подъемной силы в горизонтальном полете, поскольку аэродинамический след от этих винтов нарушает нормальное обтекание верхней поверхности крыла;
- толкающий винт, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, не защищен от касания поверхности взлетно-посадочной полосы при взлете с разбегом и посадке пробегом, что снижает безопасность полетов;
- стойки шасси имеют большую высоту, следовательно, вносят существенный вклад в лобовое сопротивление;
- отсутствие механизации крыла повышает минимальную скорость горизонтального полета по-самолетному, а это увеличивает расход энергии на этапах разгона в воздухе после вертикального взлета и торможения перед вертикальной посадкой.
При создании полезной модели была поставлена задача разработки простого и надежного самолета вертикального взлета и посадки, который сочетал бы преимущества квадрокоптера на этапах вертикального взлета и посадки с достоинствами самолета нормальной схемы в горизонтальном крейсерском полете.
Решение указанной задачи достигается тем, консоли крыла и хвостовое оперение СВВП имеют прямые нестреловидные задние кромки, хвостовое оперение выполнено по схеме перевернутого V, оси вращения элеронов, закрылков и рулей, расположенных на задних кромках крыла и хвостового оперения, перпендикулярны продольной оси самолета, двигатель толкающего маршевого винта установлен в мотогондоле над хвостовой частью фюзеляжа.
Передние и задние опоры шасси соединены лыжами.
Передние и задние опоры шасси соединены поплавками.
На фиг. 6 показаны три проекции и общий вид самолета СВВП.
Самолет состоит из фюзеляжа 1 с высокорасположенным крылом 2 большого удлинения. Крыло не имеет поперечного V и крутки, состоит из прямоугольного центроплана 3 и трапециевидных консолей 4 с сужением η≈2.
Благодаря сужению и прямой нестреловидной задней кромке имеется небольшая стреловидность по передней кромке. Для управления по крену внешние части задней кромки консолей оснащены элеронами 5. Остальная часть задней кромки консолей занята механизацией в виде закрылков 6. Аналогичные закрылки 7 расположены вдоль задней кромки центроплана. И элероны, и закрылки имеют оси вращения, перпендикулярные продольной оси СВВП.
Обеспечение режимов ВВП возложено на подъемную силовую установку, состоящую из двух продольных балок 8, подвешенных под концами центроплана 3, и смонтированных на них четырех ЭД 9 с двухлопастными подъемными воздушными винтами 10, расположенными только под балками. На плановой проекции диски передних и задних подъемных винтов образуют одинаковые зазоры с передней и задней кромками крыла соответственно. После перехода в горизонтальный полет по-самолетному подъемные винты останавливаются и принудительно фиксируются в положении «лопастями вдоль потока».
Тягу в горизонтальном полете по-самолетному обеспечивает маршевая силовая установка, состоящая из двигателя 11, вращающего толкающий воздушный винт 12. Двигатель смонтирован в мотогондоле 13, расположенной непосредственно над хвостовой частью фюзеляжа.
Хвостовое оперение состоит из двух трапециевидных консолей 14, расположенных в виде перевернутого «V». Задние кромки прямые, нестреловидные заняты рулевыми поверхностями 15 с осями вращения, перпендикулярными продольной оси СВВП.
СВВП оснащен четырехопорным колесным шасси 16, обеспечивающим разбег и пробег при взлете и посадке по-самолетному.
Технический эффект предлагаемой полезной модели достигается тем, что:
1. Две продольные балки с подъемной силовой установкой, подвешенные под концами центроплана, оставляют верхнюю поверхность крыла неискаженной, что снижает потери подъемной силы в горизонтальном полете.
2. Расположение винтов только под балками снижает потери от обдувки балок на этапах вертикального взлета и посадки, а также уменьшает потери подъемной силы в горизонтальном полете, поскольку возмущенный аэродинамический след от винтов проходит под крылом, не нарушая обтекание верхней поверхности.
3. Форма крыла в плане, состоящая из прямоугольного центроплана и трапециевидных консолей, обеспечивает лучшее приближение к эллипсу по сравнению с простой трапецией и, вместе с тем, упрощает технологию производства по сравнению с эллипсовидным крылом. Также упрощению производства способствует отсутствие крутки и поперечного V крыла.
4. Прямоугольная форма центроплана является наилучшей для обеспечения максимальной жесткости на кручение, что необходимо для восприятия нагрузок от продольных балок подъемной силовой установки.
5. Принятая форма в плане консолей, в виде трапеций со стреловидной передней и прямой нестреловидной задней кромками, в сочетании с большим удлинением крыла облегчает одновременное выполнение условий оптимального положения ЦМ для этапов ВВП и горизонтального полета. Это позволяет уменьшить вынос вперед передних подъемных винтов, сократить длину продольных балок подъемной силовой установки, снизить их вес и сопротивление в горизонтальном полете.
6. Прямые нестреловидные задние кромки крыла и хвостового оперения обеспечивают максимальную эффективность механизации и рулевых поверхностей.
7. Перпендикулярность осей вращения механизации и рулевых поверхностей продольной оси СВВП упрощает конструкцию, улучшает производственную и эксплуатационную технологичность.
8. Расположение консолей хвостового оперения в виде перевернутого «V» обеспечивает защиту толкающего винта маршевой силовой установки от касания ВПП при взлете с разбегом и посадке с пробегом.
9. Расположение двигателя маршевой силовой установки в мотогондоле над хвостовой частью фюзеляжа:
- упрощает обеспечение охлаждения двигателя;
- облегчает обслуживание и модернизацию силовой установки;
- позволяет уменьшить высоту стоек шасси и/или увеличить диаметр толкающего винта;
- освобождает место внутри фюзеляжа для компоновки хвостового оперения и сервоприводов рулевых поверхностей;
10. Наличие колесного шасси позволяет в дополнение к режимам ВВП совершать как обычные взлет и посадку по-самолетному, с разбегом и пробегом соответственно, так и укороченные, когда для этого есть необходимые условия. Это расширяет диапазон возможных применений СВВП и повышает его транспортную эффективность за счет снижения энергозатрат на взлете и/или увеличения веса полезной нагрузки. Кроме того, возможность совершения посадки по-самолетному повышает безопасность полетов в случае невозможности вертикальной посадки.
11. Применение четырехопорного шасси с двумя носовыми опорами вместо традиционного трехопорного с одной носовой опорой обеспечивает
- улучшение характеристик устойчивости и управляемости при движении по земле за счет удвоенной площади опорной поверхности;
- снижение аэродинамического сопротивления в случае неубирающегося шасси за счет уменьшения площади фронтальной проекции;
- простоту уборки в боковые приливы фюзеляжа в случае убирающегося шасси;
- повышенный запас прочности на случай грубой посадки;
- легкость модернизации в лыжный или поплавковый варианты;
- возможность унификации конструкции передних и основных опор, что уменьшает стоимость разработки, улучшает технологичность производства, снижает эксплуатационные расход.