СПОСОБ ВЕРТИКАЛЬНОГО ПЕРЕМЕЩЕНИЯ И ЗАВИСАНИЯ САМОЛЕТА В ВОЗДУХЕ
METHOD OF VERTICAL DISPLACEMENT AND AIRCRAFT HOVERING IN AIR

Настоящее изобретение относится к области авиационной техники, а именно к самолетам, в основе движения которых лежит аэродинамический принцип осуществления полета с помощью неподвижной несущей поверхности (крыла).
Полет самолета, в отличие от вертолета, предполагает его постоянное перемещение с некоторой воздушной скоростью, от которой напрямую зависит величина подъемной силы крыла самолета (режим полета на маршевой скорости). Минимально возможная воздушная скорость, при которой еще возможен полет самолета, иначе происходит его падение под действием силы тяжести, зависит от многих факторов и в первую очередь от параметров винтомоторной группы и крыла. При необходимости ее уменьшения, иногда практически до нуля, например, для обеспечения вертикального взлета и посадки или зависания (режим полета на околонулевой скорости), используются специальные способы.
Известен способ, на котором основано вертикальное перемещение и зависание таких летальных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой, как конвертопланы. Все конвертопланы условно можно поделить на два класса: с неповоротной осью вращения воздушных винтов - они зависают с вертикально расположенным фюзеляжем, или с поворотной на 90 угловых градусов осью вращения воздушных винтов - они зависают с горизонтально расположенным фюзеляжем. Представителем первого класса является Летательный аппарат вертикального взлета и посадки (RU 2093422, МПК В64С 29/00). Данный аппарат содержит фюзеляж с крылом, выполненным по бипланной схеме, двигатели с воздушными винтами, жестко установленные на пилонах между верхними и нижними консолями, и заднюю опору. Представителем второго класса является Конвертоплан (RU 2456208, МПК В64С 37/00). Этот аппарат содержит фюзеляж, крыло, двигатели, установленные по два на пилонах, которые выполнены с возможностью поворота и расположены на концах крыла, и шасси.
Способ полета этих летательных аппаратов на околонулевой скорости заключается в том, что в качестве вертикальной (подъемной) силы используется непосредственно сила тяги воздушных винтов, ось вращения которых независимо от положения фюзеляжа аппарата расположена вертикально. Горизонтальной (пропульсивной) силы в этом режиме полета не создается, а для гашения возможной горизонтальной скорости летательного аппарата используется переходный режим полета, когда ось вращения винтов поворачивается от вертикального до горизонтального положения или вместе с фюзеляжем аппарата, или на поворотных элементах. В режиме полета на околонулевой скорости управление по крену, рысканью и тангажу при использовании этого способа осуществляется изменением величины тяги винтов или отклонением воздушных рулей, обдуваемых потоком от винтов.
Так как требования, предъявляемые к параметрам несущих и тянущих элементов летательных аппаратов различного назначения, в частности, с функцией зависания в воздухе и без нее, существенно отличаются, то основным преимуществом способа является то, что параметры винта и крыла этих аппаратов при реализации данного способа не претерпели никакого изменения относительно обычного самолета. Их параметры остались экономичными по соотношению силы тяги, подъемной силы и силы аэродинамического сопротивления для режима полета на маршевой скорости.
Серьезным недостатком данного способа является избыточная мощность двигателей, необходимая общая сила тяги винтов которых в режиме полета на околонулевой скорости должна быть несколько больше веса аппарата. Тогда как сила тяги винтов, необходимая для полета на маршевой скорости, может не превышать и половину веса аппарата. Однако существуют способы, позволяющие использовать несущие свойства крыла и на околонулевой скорости полета, что позволяет уменьшить мощность двигателей в этом режиме.
Например, известен Способ полета с возможностью вертикального взлета и посадки (RU 2414388, МПК В64С 29/00, МПК В64С 33/00), включающий создание воздушного потока путем использования аэродинамической поверхности, являющейся несущей плоскостью, и связанного с двигателем роторного движителя с лопастями, расположенными вертикально и по окружности, занимающей большую часть несущей плоскости. Лопасти направляют поток воздуха из окружающего пространства радиально и параллельно поверхности несущей плоскости, что приводит к созданию подъемной силы, при этом путем изменения углов поворота вертикальных и горизонтальных управляющих плоскостей регулируют положение аэродинамической поверхности в пространстве. В режиме взлета и посадки постоянный угол атаки лопастей создает перепад давления на несущей плоскости и подъемную силу за счет изменения давления в замкнутом объеме у аэродинамической поверхности, а при горизонтальном полете изменяющийся угол атаки лопастей роторного движителя в период каждого оборота создает горизонтальную силу тяги, а подъемная сила создается за счет движения несущей плоскости под углом атаки или частично за счет изменения давления в замкнутом объеме у аэродинамической поверхности. На несущей аэродинамической поверхности расположены вертикальные и горизонтальные управляющие аэродинамической плоскости, которые выполняют функции воздушных рулей.
В отличие от способа, используемого в конвертопланах, аэродинамическая поверхность в этом способе и в режиме полета на околонулевой скорости используется как несущая плоскость, посредством которой создается подъемная сила за счет перепада давления на эту плоскость при радиальных потоках воздуха. Это позволяет снизить мощность двигателей, отказавшись от их работы в качестве подъемных, что является преимуществом данного способа.
Однако лопасти роторного движителя, используемого при реализации способа, при перемещении летательного аппарата на маршевой скорости при каждом обороте ротора движутся, в том числе, и против направления движения, что вместе с большим размером поперечного сечения роторного движителя увеличивает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.
Известен Способ вертикального перемещения и зависания самолета в воздухе (RU 202376, МПК В64С 21/00, МПК В64С 21/04), принятый в качестве прототипа по основному признаку, заключающийся в том, что для создания аэродинамической подъемной силы используется воздушный поток от винтового двигателя, обдувающий крыло. При вертикальных перемещениях и зависании самолета в воздухе горизонтальная тяга, создаваемая воздушными винтами самолета, обдувающими его несущие поверхности, блокируется тягой от дополнительных винтов, обдувающих несущую поверхность и создающих горизонтальную тягу в обратном направлении, при этом воздушные потоки от винтов в прямом и обратном направлениях взаимно компенсируют горизонтальную составляющую тяги и увеличивают подъемную силу. В задней части самолета установлены воздушные рули, интенсивно обдуваемые потоком.
Здесь, как и в предыдущем способе, создание дополнительной подъемной силы обдуваемой частью крыла, позволяет в режиме полета самолета на околонулевой скорости снизить мощность двигателей, отказавшись от их работы в качестве подъемных. Также преимуществом способа является использование воздушных винтов вместо роторных движителей. Эта замена позволяет значительно снизить аэродинамическое сопротивление самолета в режиме полета на маршевой скорости.
Но широкое и короткое в плане крыло, необходимое для реализации этого способа, является крылом малого удлинения, которое в режиме полета на маршевой скорости имеет свои недостатки. По сравнению с узким крылом, равным ему по площади поверхности, широкое крыло имеет большее аэродинамическое сопротивление, что снижает максимальную скорость самолета. Кроме того, чем короче крыло, тем на меньшем плече относительно центра масс самолета действуют подъемные силы консолей крыла, ухудшая поперечную устойчивость самолета в режиме полета на маршевой скорости.
Поэтому в основу изобретения положена задача осуществления способа вертикального перемещения и зависания самолета в воздухе, обеспечивающего использование несущих свойств крыла большого удлинения на околонулевой скорости полета для повышения максимальной скорости и улучшения поперечной устойчивости самолета в режиме полета на маршевой скорости.
Для решения поставленной задачи в известном способе вертикального перемещения и зависания самолета в воздухе, заключающемся в том, что для создания аэродинамической подъемной силы используют воздушный поток от винтовых двигателей, обдувающий крыло, крыло используют стреловидной формы в плане с большим удлинением, сначала поток разделяют и направляют над крылом вдоль его консолей, а затем самолету придают контролируемый положительный угол тангажа.
Благодаря использованию крыла стреловидной формы в плане с большим удлинением и разделению воздушных потоков над крылом, поток от винтовых двигателей направляют над всем крылом вдоль его консолей. При этом на околонулевой скорости полета самолета обдуваются аэродинамические рули и на крыло действует дополнительная подъемная сила, которые используют для удержания самолета в равновесии. Управляемость самолету по скорости обеспечивают приданием ему контролируемого положительного угла тангажа, который непосредственно влияет на увеличение угла атаки крыла, что вызывает и возрастание силы аэродинамического сопротивления крыла, которая блокирует скорость самолета, и прирост подъемной силы крыла, которая компенсирует потерю подъемной силы крыла от снижения скорости набегающего потока воздуха. За счет того, что сначала меняют поток над крылом, а затем увеличивают угол тангажа самолета, процесс перехода полета самолета из одного скоростного режима в другой происходит без потери равновесия.
Сущность изобретения поясняется несколькими рисунками:
- на фиг. 1 показано положение винтовых двигателей и направление воздушных потоков от винтов в режиме полета самолета на маршевой скорости.
- на фиг. 2 показано положение винтовых двигателей и направление воздушных потоков от винтов в режиме полета самолета на околонулевой скорости.
- на фиг. 3 показаны силы, действующие на правую часть самолета при полете на околонулевой скорости с положительным углом тангажа (вид А на фиг. 2), здесь имеются следующие обозначения:
α - угол атаки крыла;
Ft - сила тяги воздушного винта;
Fp - подъемная сила консоли крыла от набегающего потока воздуха;
Fs - сила аэродинамического сопротивления консоли крыла;
Fo - подъемная сила консоли крыла от потока воздушного винта, обдувающего верхнюю поверхность консоли крыла;
Fe - сила, создающая управляющий момент (подъемная сила на воздушном руле);
Fg - сила тяжести, действующая на весь самолет;
ЦВ - центр вращения воздушного винта;
ЦД - центр давления консоли крыла;
Цд - центр давления элевона;
ЦМ - центр масс самолета.
Возможность реализации способа описывается на примере полета самолета аэродинамической схемы «бесхвостка», для которой характерно отсутствие хвостового оперения. Функции стабилизатора в этом случае частично выполняет видоизмененное в плане крыло. На крыле же находятся и горизонтальные рули, управляющие положением самолета по крену и тангажу. Как правило, эти рули размещаются на задней кромке консолей крыла, ближе к их концам. Для обеспечения продольной и поперечной устойчивости «бесхвостки» в полете на маршевой скорости один из вариантов ее крыла имеет стреловидную форму в плане с большим удлинением (см. фиг. 1). В передней части консолей 1 и 2, составляющих крыло самолета, расположены двигатели 3 и 4 с воздушными винтами 5 и 6, установленные на поворотных устройствах 7 и 8 сверху консолей 1 и 2. Оси поворота устройств 7 и 8 перпендикулярны плоскости крыла. Концевые части консолей крыла представляют собой воздушные рули - элевоны 9 и 10, отклонение которых в одну сторону влияет на тангаж самолета, а их отклонение в разные стороны - на его крен.
В режиме полета самолета на маршевой скорости сила тяги воздушных винтов 5 и 6 направлена вдоль продольной оси самолета. Соответственно, воздушный поток от них, состоящий из двух частей 11 и 12, дует поперек крыла и обдувает только небольшие площади верхней поверхности консолей крыла 1 и 2 (см. фиг. 1). Хотя обдув верхней поверхности крыла является одним из энергетических способов увеличения подъемной силы крыла, который основан на использовании энергии вращающегося воздушного винта, подъемная сила, возникающая от обдува небольшой части крыла, мала. А основная часть подъемной силы крыла образуется за счет набегающего потока окружающего воздуха 13 и небольшого угла атаки крыла (в несколько угловых градусов) при наличии высокой скорости, которую самолет приобретает под действием силы тяги винтов 5 и 6. Следовательно, такой режим полета самолета данной конструкции практически ничем не отличается от полета обычного самолета, когда при постоянной скорости самолета и изменениях угла атаки крыла в области малых величин подъемная сила крыла меняется сильнее, чем сила аэродинамического сопротивления. Самолет в режиме полета на маршевой скорости удерживается в равновесии благодаря его хорошей устойчивости, которая обеспечивается высокой скоростью полета, наличием крыла большого удлинения и небольшим углом атаки крыла. Для балансировки и управления самолета по крену и тангажу используются элевоны 9 и 10.
Заявляемый способ можно уяснить, рассмотрев для этого самолета переход с режима полета на маршевой скорости на режим полета на околонулевой скорости (см. фиг. 2). При этом предположим, что скорость самолета в режиме маршевой скорости горизонтальна и постоянна, а скорость вращения винтов 5 и 6 неизменна на всех скоростных режимах полета. Во время перехода с одного режима полета на другой двигатели 3 и 4 постепенно поворачиваются на поворотных устройствах 7 и 8 параллельно плоскости крыла, винтами 5 и 6 в сторону плоскости симметрии самолета, на угол, близкий к углу стреловидности крыла. Вместе с винтами поворачиваются их силы тяги, поэтому общая пропульсивная сила винтов уменьшается, а скорость самолета постепенно снижается. Так как оси вращения винтов 5 и 6 поворачиваются в разные стороны, то воздушный поток от них разделяется. Разделенные потоки 11 и 12 начинают обдувать верхнюю поверхность консолей крыла 1 и 2 уже не поперек их, а вдоль (см. фиг. 2). За счет использования крыла большого удлинения площадь обдуваемой поверхности консолей при этом возрастает в разы вместе с дополнительной подъемной силой крыла, которая будет частично компенсировать подъемную силу, образующуюся набегающим на крыло потоком окружающего воздуха 13.
Для почти полного погашения горизонтальной скорости самолета, несмотря на продолжающее действие силы тяги воздушного винта Ft, и полной компенсации подъемной силы крыла самолету придают контролируемый положительный угол тангажа (см. фиг. 3). Это дает возможность значительно увеличить угол атаки крыла α (на десятки угловых градусов). Значительное увеличение угла атаки крыла α вызывает заметное увеличение подъемной силы крыла Fp за счет возросшего действия набегающего потока воздуха 13 на нижнюю поверхность крыла, что полностью возместит потерю подъемной силы, которую самолет имел в режиме маршевой скорости. Одновременно с этим очень сильно возрастает сила аэродинамического сопротивления крыла Fs из-за увеличенной площади его поперечного сечения в направлении набегающего потока воздуха 13, что может полностью обнулить горизонтальную скорость самолета при соответствующем угле тангажа. Опасных для самолетов потери равновесия и сваливания на крыло под действием силы тяжести Fg при больших, как в данном случае, углах атаки крыла а и малой скорости самолета не будет, потому что явления резкого падения общей подъемной силы крыла из-за срыва потока набегающего воздуха над крылом здесь не происходит по причине наличия дополнительной подъемной силы Fo от обдува всей верхней поверхности крыла потоками воздушных винтов 5 и 6. Во время установившегося полета самолета на околонулевой скорости все действующие на него силы и моменты находятся в равновесии (см. фиг. 3).
Режим полета самолета данной конструкции на околонулевой скорости сильно отличается от полета обычного самолета, потому что при постоянной скорости самолета и изменениях угла атаки крыла α в области больших величин подъемная сила крыла Fp меняется слабее, чем сила аэродинамического сопротивления Fs. Устойчивость самолета в режиме полета на околонулевой скорости значительно ухудшается. Поэтому для поддержания равновесия в этом режиме полета ему необходима постоянная балансировка. Управление по крену и тангажу на всех скоростных режимах полета самолета такой конструкции происходит единообразно и с помощью одних и тех же органов управления и воздушных рулей - элевонов 9 и 10. Они находятся на пути разделенных воздушных потоков 11 и 12 винтовых двигателей 3 и 4 и интенсивно обдуваются ими сверху. Так как, в основном, управляющие моменты создаются напором воздушных потоков на отклоняемые в нужную сторону аэродинамические рули, то оси поворота элевонов 9 и 10 расположены под примерно одинаковым острым углом и к набегающему потоку окружающего воздуха 13, который направлен вдоль продольной оси самолета, и к повернутым вдоль консолей крыла обдуваемым потокам 11 и 12 воздушных винтов 5 и 6, то есть, в их среднем положении.
Исключение составляет ситуация, при которой в режиме полета на околонулевой скорости элевон 10 отклоняется вниз (см. фиг. 3). В этой ситуации элевон 10 не находится под напором воздушного потока 12. Но нужный управляющий момент все равно создается, потому что воздушный поток 12, обдувающий верхнюю поверхность консоли крыла 2, отклоняется вниз, вслед за отклоненным элевоном 10. В соответствии с эффектом Коанда происходит прилипание воздушной струи 12 к искривленной поверхности консоли крыла 2, и подъемная сила на этом участке Fe меняет свое направление, оставаясь перпендикулярной к верхней поверхности элевона 10. Предложенное расположение осей поворота элевонов и в этой ситуации позволяет эффективно создавать необходимый управляющий момент. Таким образом, управляя отклонением элевонов в режиме полета на околонулевой скорости, можно не только компенсировать возникший из-за внешних воздействий крен самолета, но и удерживать заданный угол тангажа, обеспечивающий необходимые вертикальную и горизонтальную скорости самолета.
Преимущество предлагаемого способа состоит в том, что он позволяет повысить максимальную скорость и улучшить поперечную устойчивость самолета в режиме полета на маршевой скорости за счет использования крыла большого удлинения для создания подъемной силы на всех скоростных режимах полета.