САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННЫМ ЛИБО ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ
AIRCRAFT WITH SHORT OR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой. Известны технические решения летательных аппаратов с возможностью вертикального взлета и посадки с использованием истекающей реактивной струи двигателей по периметру кольцевого либо кругового крыла с изменением вектора тяги (патент РФ N2005660, автор Братин С.Ф., опубл., 15.01.1994 г., патент РФ N2406650, автор Андреев Ю.П., опубл., 20.12.2010 г., патент РФ N 2491206, автор Ансеров Д.О., Ансеров А.Д., опубл., 20.05.2013 г.). При многих компоновочных и конструктивных недостатках перечисленных технических решений следует отметить рациональность использования истекающей реактивной струи двигателей по верхней и нижней поверхностям крыла по периметру летательного аппарата для создания суммарного уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата с максимальным эксцентриситетом в размере радиуса кольцевого либо кругового крыла в режиме вертикального подъема, зависания и посадки. Известны также реализованные технические решения самолетов с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой (см. кн. Ружицкий Е.И., «Европейские самолеты вертикального взлета», ООО изд. «Астрель», ООО изд. ACT, 2000 г. ) ЯК-38, Ж-141 и серия модификаций самолетов ХАРРИЕР GR.Mk.3. Данный самолет выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым двигателем ТРДД Бристоль-Сидпи «Пегас», при этом поворотные сопла установлены по бокам фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые. Все четыре сопла поворачиваются синхронно при этом максимальный угол поворота сопел составляет 98,5 град. Недостатком данного технического решения с расположением сопел вблизи центра тяжести самолета является его неустойчивость в режимах вертикального подъема, зависания и посадки, а также в промежуточном режиме перехода от зависания к горизонтальному полету. Известен также самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, при этом фюзеляж выполнен дискообразной либо сигарообразной формы, при этом силовая установка состоит из трех или более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум, два турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателя имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнено кольцевого очертания в плане, при этом носок крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в области набегающего потока воздушной струи из турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально, как минимум в трех направлениях, (патент РФ N 2670361, автор Сушенцев Б.Н., публикация 22.10.2018 г.) Следует отметить что для режима взлета, зависания и посадки функционально используется только участок кольцевых крыльев не более кольцевого сектора с углом не более 90 град, в каждом из трех направлений. Целью данного изобретения является оптимизация формы крыльев в носовой части фюзеляжа для осуществления вертикального взлета, зависания и посадки. Поставленная цель достигается путем выполнения самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающего фюзеляж сигарообразной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, силовую установку из четырех либо более винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбвинтовентиляторных двигателей, интегральную систему управления, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов создаваемых при помощи потоков истекающих струй из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбвинтовентиляторных двигателей направленных на участки крыльев с элементами механизации, при этом для создания подъемных реактивных моментов, как минимум в двух направлениях в носовой части фюзеляжа предусмотрено две несущих консоли крыльев интегральной формы по обе стороны фюзеляжа, состоящих из лобового участка интегрального крыла, углового участка интегрального крыла с элементами механизации и продольного бокового участка интегрального крыла с элементами механизации, при этом соединение смежных участков интегрального крыла выполнены обтекаемыми лекально сочлененными, при этом лобовой участок переднего интегрального крыла имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок переднего интегрального крыла выполнен либо прямолинейного очертания в плане под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора в плане с углом кольцевого сектора от 50 град, до 90 град., либо в виде сектора кольцевого многоугольника в плане описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 град, до 90 град., при этом продольный боковой участок переднего интегрального крыла выполнен прямолинейным в плане, по направлению совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом угловой и продольный боковой участки, либо только продольный боковой участок переднего интегрального крыла используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета и располагаются в области набегающего потока истекающей струи из винтомоторных, либо турбовинтовых, либо турбвинтовентиляторных двигателей. На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения самолетов с вертикальным взлетом и посадкой с использованием винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых двигателей:
на фиг. 1 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой сигарообразной формы, два маршевых турбовинтовентиляторных двигателя с хвостовым расположением винтов и расположенных на несущих консолях в хвостовой части фюзеляжа, два боковых поворотных турбовинтовентиляторных двигателя с хвостовым расположением винтов для осуществления обдува передних крыльев с элементами механизации, при этом каждая несущая консоль переднего крыла состоит из трех участков, лобового, углового и продольного бокового участка, при этом лобовой участок несущей консоли переднего крыла имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок несущей консоли переднего крыла выполнен в виде в кольцевого сектора с углом 50-60 град., при этом продольный боковой участок несущей консоли переднего крыла выполнен прямолинейным совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом в области набегающего потока истекающей струи из маршевых турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов в хвостовой части фюзеляжа выполнено линейное крыло высокоплан с элементами механизации, располагаемое выше уровня переднего крыла и закрепленное на вертикальных консолях, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов направлены радиально в трех направлениях;
на фиг. 2 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 1 в режиме горизонтального крейсерского полета;
на фиг. 3 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой сигарообразной формы, два маршевых турбовинтовых двигателя расположенных на несущих консолях в хвостовой части фюзеляжа, два боковых поворотных турбовинтовых двигателя для осуществления обдува передних крыльев с элементами механизации, при этом каждая несущая консоль переднего крыла состоит из трех участков, лобового, углового и продольного бокового участка, при этом лобовой участок несущей консоли переднего крыла имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок несущей консоли переднего крыла выполнен в виде в кольцевого сектора с углом 50 - 60 град., при этом продольный боковой участок несущей консоли переднего крыла выполнен прямолинейным совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом в области набегающего потока истекающей струи из маршевых турбовинтовых двигателей в хвостовой части фюзеляжа выполнено линейное крыло высокоплан с элементами механизации, располагаемое выше уровня переднего крыла и закрепленное на вертикальных консолях, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от турбовинтовых двигателей направлены радиально в трех направлениях; на фиг. 4 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 3 в режиме горизонтального крейсерского полета; на фиг. 5 - сечение А 1.1-А 1.1, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтовентиляторного двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальным углом атаки;
на фиг. 6 - сечение А1.2-А1.2, показана схема обдува хвостового линейного крыла крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтовентиляторного двигателя по фиг. 5 в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении; на фиг. 7 - сечение А2.1-А2.1, показана схема обдува хвостового линейного крыла крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтовентиляторного двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки; на фиг. 8 - сечение А2.2-А2.2, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтовентиляторного двигателя по фиг. 7 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 9 - сечение В1.1-В1.1, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтового двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальным углом атаки;
на фиг. 10 - сечение В1.2-В1.2, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтового двигателя по фиг. 9 в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении; на фиг. 11 - сечение В2.1-В2.1, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из из маршевого турбовинтового двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки; на фиг. 12 - сечение В2.2-В2.2, показана схема обдува хвостового линейного крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из маршевого турбовинтового двигателя по фиг. 11 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 13 - сечение А*1.1-А*1.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из бокового турбовинтовентиляторного двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальным углом атаки;
на фиг. 14 - сечение А*1.2-А*1.2, показана схема поперечного профиля углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 13 в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 15 - сечение А*2.1-А*2.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из из турбовинтовентиляторного двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки;
на фиг. 16 - сечение А*2.2-А*2.2, показана схема поперечного профиля углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 15 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;
на фиг. 17 - сечение В*1.1-В*1.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальным углом атаки;
на фиг. 18 - сечение В*1.2-В*1.2, показана схема обдува поперечного профиля углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 17 в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 19 - сечение В*2.1-В*2.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из из турбовинтового двигателя в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки;
на фиг. 20 - сечение В*2.2-В*2.2, показана схема поперечного профиля углового и продольного бокового участков переднего интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 19 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении. На представленных чертежах позициями обозначены:
поз. 1 - фюзеляж сигарообразной обтекаемой формы;
поз. 2 - маршевый турбовинтовентиляторный двигатель;
поз. 3 - поворотный турбовинтовентиляторный двигатель;
поз. 4 - маршевый турбовинтовой двигатель;
поз. 5 - поворотный турбовинтовой двигатель;
поз. 6 - консоль для крепления поворотного турбовинтовентиляторного двигателя;
поз. 7 - консоль с поворотной платформой для крепления поворотного турбовинтового двигателя;
поз. 8 - несущая консоль для крепления маршевого двигателя в хвостовой части фюзеляжа;
поз. 9 - лобовой участок переднего интегрального крыла;
поз. 10 - угловой участок переднего интегрального крыла;
поз. 11 - боковой участок переднего интегрального крыла;
поз. 12 - несущая консоль крыла с элементами механизации в хвостовой части фюзеляжа;
поз. 13 - вертикальная консоль;
поз. 14 - горизонтальное хвостовое оперение;
поз. 15 - основной профиль трансформируемого крыла;
поз. 16- первый подкрылок трансформируемого крыла;
поз. 17- второй подкрылок трансформируемого крыла;
поз. 18 - поворотный закрылок трансформируемого крыла;
поз. 19 - выдвигаемый закрылок трансформируемого крыла; 2
Z
+Mp - подъемный вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.