ГИБРИДНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Гибридный летательный аппарат относится к области воздухоплавания, а именно к управляемым аэростатическим свободнолетающим аппаратам, предназначенным для выполнения полета.
Известен «Безаэродромный летательный аппарат с аэростатической разгрузкой», патент 2092381 от 31.10.1995, который имеет центральный винт, как у вертолета, но он встроен внутрь корпуса. Аппарат поднимается в воздух за счет центрального винта, который затем выключается и двигается только за счет маршевых двигателей.
Рассматриваемая конструкция сложна в изготовлении, подъемный двигатель является балластом во время выполнения горизонтального полета.
Известен аэростатический летательный аппарат с аэродинамической несущей способностью, патент US №6,196,498 В1. По данному патенту аэростатический летательный аппарат, содержит корпус в виде оболочки, заполненной подъемным газом, силовую установку, шасси, органы управления, гондолу, киль. Оболочка, заполненная подъемным газом, имеет аэродинамическую форму, и способна создавать подъемную силу.
Рассматриваемый аппарат имеет сложную многосекционную конструкцию для регулирования давления в разных отсеках, чтобы обеспечить необходимую форму оболочки и необходимый режим полетов. Осуществить взлет-посадку с неподготовленных площадок малого размера такая конструкция обеспечить не может.
Задачей полезной модели является создание новой конструкции, обладающей способностью выполнять взлет-посадку с неподготовленных площадок малого размера и выполнять полет в широком диапазоне скоростей, в том числе минимальных, упростить конструкцию заявляемого устройства по сравнению с прототипом.
Сущность полезной модели заключается в том, что, гибридный летательный аппарат, содержит корпус в виде оболочки, заполненной подъемным газом, силовую установку, шасси, органы управления, гондолу, киль, при этом корпус устройства выполнен в виде крыла малого удлинения и имеет комбинированную конструкцию, которая включает замкнутую оболочку, заполненную подъемным газом, и хвостовой обтекатель в виде каркасной конструкции, обтянутой полотном, не заполненный подъемным газом и присоединенной к центральной части оболочки таким образом, что часть оболочки, заполненной подъемным газом находится внутри хвостового обтекателя.
Внутри конструкции хвостового обтекателя имеется устройство для поддержания рабочего давления оболочки, заполненной подъемным газом путем механической деформации части оболочки, заполненной подъемным газом, находящейся внутри хвостового обтекателя, при неизменной внешней форме аппарата.
Кроме того, оболочка, заполненная подъемным газом выполнена в виде сплюснутого сфероида вращения.
Корпус устройства, выполненный в виде крыла малого удлинения, представляет собой удлиненное вдоль потока обтекаемое тело, имеющее в плане форму овала, большая ось которого расположена по полету.
Кроме этого устройство снабжено трехопорным шасси, имеющим носовое колесо и основные опоры, расположенные в центральной части с обеспечением расположения аппарата в стояночном положении горизонтально.
Оси воздушных винтов силовой установки установлены на аппарате неподвижно при неизменном угле вектора тяги относительно аппарата.
Заявляемая полезная модель поясняется чертежами, где:
на фиг.1 представлен вид сбоку гибридного летательного аппарата;
на фиг.2 - вид сверху;
на фиг.3 - гибридный летательный аппарат в аксонометрии;
на фиг.4 - схема действия сил при прямолинейном полете;
на фиг.5 - схема действия сил при полете с креном.
Гибридный летательный аппарат состоит из:
оболочки, заполненной подъемным газом 1,
хвостового обтекателя 2,
киля 3,
руля направления 4,
носового шасси 5,
гондолы для экипажа и полезной нагрузки 6,
основного шасси 7,
силовых установок 8 с винтами,
хвостового костыля 9,
элевонов 10 для управления по крену и тангажу
системы поддержания рабочего давления в газовой оболочке в виде лебедки 11
для понимания конструкции на чертежах (фиг.2) обозначен
контур оболочки с подъемным газом, деформированной для поддержания рабочего давления 12, а также
контур полностью наполненной оболочки с подъемным газом 13
каркас аэродинамических поверхностей 14 хвостового обтекателя показан также контуром (фиг.2).
у
у
2
Корпус гибридного летательного аппарата комбинированный и состоит из оболочки, заполненной подъемным газом 1, при этом оболочка выполнена замкнутой, в виде сплюснутого сфероида вращения, и аэродинамических поверхностей 14, образованных хвостовым обтекателем, имеющим каркасную конструкцию, представляет собой удлиненное вдоль потока обтекаемое тело, являющееся крылом малого удлинения (λ≤1). При этом на виде в плане он имеет форму овала, большая ось которого расположена по полету. Данные аэродинамических исследований [1] показывают, что крыло такой формы в плане без применения механизации имеет максимальный коэффициент подъемной силы (С=1,6) при удлинении λ = от 0,75 до 8, что соответствует соотношению длины корпуса гибридного летательного аппарата к размаху как ~1,6 (где: С - коэффициент подъемной силы - безразмерная величина, характеризующая подъемную силу крыла определенного профиля при известном угле атаки; λ - это удлинение крыла, определяется как отношение размаха крыла к его средней хорде, вычисляется по формуле λ=I/S, где I - размах крыла, S - его площадь).
Гибридный летательный аппарат имеет трехопорное шасси, состоящее из носового шасси 5, и основного шасси 7, что позволяет Гибридному летательному аппарату при взлете принять положение, соответствующее большому углу атаки и достигнуть коэффициента подъемной силы, близкого к максимальному.
Отличительной особенностью заявляемого аппарата является то, что для создания подъемной силы, необходимой для полета, используется комбинация аэростатической подъемной силы оболочки, заполненной газом, аэродинамической подъемной силы создаваемой хвостовым обтекателем, движущемся под значительным углом атаки к набегающему потоку и вертикальной составляющей тяги, создаваемой силовой установкой 8.
Эта особенность позволяет производить взлет - посадку на дистанции, лишь в несколько раз превышающей габаритные размеры аппарата, а также двигаться в воздухе с минимальной скоростью (около 20 км/час).
Такое уменьшение посадочной скорости уменьшает ущерб гибридному летательному аппарату, экипажу и окружающим, в случае грубой посадки или столкновении с препятствиями при посадке, т.е. значительно улучшаются условия безопасности полета.
Низкая нагрузка на аэродинамические поверхности и наличие аэростатической подъемной силы позволяет выполнять безопасный управляемый полет до минимальных эволютивных скоростей без угрозы сваливания.
Взлет-посадка гибридного летательного аппарата осуществляется с большими углами наклона траектории, что существенно уменьшает взлетно-посадочную дистанцию и позволяет использовать гибридный летательный аппарат в местностях, имеющих высотные препятствия (лес, возвышенности).
Аэростатическая подъемная сила не превышает массы пустого гибридного летательного аппарата, поэтому для посадки не нужна аэродромная принимающая команда, специальные удерживающие устройства (мачта), балласт.
Все вышеперечисленное дает возможность эксплуатировать гибридный летательный аппарат с небольших неподготовленных площадок без помощи наземной причальной команды, уменьшить габаритные размеры, объем газа и, соответственно, удешевить конструкцию (по сравнению с традиционными дирижаблями).
Оболочка, заполненная подъемным газом имеет форму сплюснутого сфероида вращения. Такая форма требует минимального количества дополнительных устройств для поддержания формы. Необходимо только создание избыточного давления подъемного газа, наполняющего ее.
Для поддержания необходимого давления в газовой оболочке имеется безбаллонетная автоматическая система, действующая за счет механической деформации части оболочки, закрытой хвостовым обтекателем 2, при этом внешние формы аппарата остаются неизменными. Механическая деформация осуществляется тросом (системой тросов), прикрепленным к задней части оболочки за счет наматывания/сматывания его лебедкой системы поддержания рабочего давления в газовой оболочке 11, (или несколькими лебедками), управляемой автоматикой системой поддержания давления (на фиг. не показана).
На гибридном летательном аппарате может быть установлено как колесное, так и лыжное или поплавковое шасси.
Хвостовой обтекатель 2 и хвостовое оперение аппарата выполнены по классической схеме в виде обтянутых полотном каркасов из труб и профилей. Каркасы могут быть изготовлены как из металла или композиционных материалов, так и их комбинации (на фиг. не показаны).
Органы аэродинамического управления аппарата состоят из элевононов 10 для управления по крену и тангажу, и руля направления 4 в путевом канале. Путевое управление может также осуществляться за счет разницы тяг двигателей силовой установки 8. Система управления может быть выполнена как механической, так и электродистанционной (на фиг. не показана).
Гибридный аэростатический аппарат включает в себя также гондолу для экипажа и полезной нагрузки 6. Аппарат может эксплуатироваться как в пилотируемом, так и беспилотном варианте при установке на него необходимого оборудования.
Гондола для экипажа и полезной нагрузки 6 предназначена для размещения экипажа, пассажиров (для пилотируемых аппаратов), пилотажно-навигационного оборудования, систем аппарата, полезной нагрузки. Она выполняется по традиционной для легких летательных аппаратов схеме в виде, например, каркаса и ограждения из пластиков.
Силовая установка 8 состоит из двигателей, закрепленных на моторамах, воздушных винтов и ограждений винтов.
Таким образом, благодаря наличию описанных выше особенностей обеспечивается способность осуществлять взлет-посадку с неподготовленных площадок малого размера и выполнять полет в широком диапазоне скоростей, в том числе минимальных.
Гибридный летательный аппарат может быть использован для авиатуризма, наблюдения, фото-видеосъемки, в качестве носителя рекламы, для подъема специального оборудования.
Схема действия сил при прямолинейном полете приведена на фиг.4.
Уравнение равновесия действующих на аппарат сил при прямолинейном полете выглядят следующим образом:
аст
у
G=Y+Y+Р
x
Х=Р
Где,
G - Сила тяжести аппарата
Y - аэродинамическая подъемная сила
аст
Y - аэростатическая подъемная сила
у
Р - вертикальная составляющая тяги
Х - сила сопротивления
х
Р - горизонтальная составлюящая тяги
V - вектор скорости
Схема действия сил при полете с креном приведена на фиг.5.
Уравнение действующих на аппарат сил, при полете с креном выглядят следующим образом:
y
аст
G=Y+Y
Где,
G - Сила тяжести аппарата
у
Y - вертикальная составляющая аэродинамической подъемной силы
acт
Y - аэростатическая подъемная сила
r
r
*
a m=Y
где:
r
Y - радиальная составляющая аэродинамической подъемной силы
r
a - радиальное ускорение
m - масса аппарата
r
Радиальная составляющая аэродинамической подъемной силы, возникающая при полете с креном вызывает движение гибридного летательного аппарата по круговой траектории с ускорением а.
Гибридный летательный аппарат работает следующим образом.
На земле оболочка, заполненная газом 1 должна быть деформирована (уменьшен объем) настолько, чтобы обеспечить необходимое увеличение ее объема с ростом высоты для поддержания необходимого избыточного давления в ней.
Для взлета гибридного летательного аппарата запускаются двигатели силовых установок 8. При этом колеса основного шасси 7 заторможены. После прогрева двигателей силовых установок 8 они переводятся во взлетный режим, отпускаются тормоза, и осуществляется разбег на малых углах атаки до скорости, обеспечивающей необходимую эффективность органов аэродинамического управления.
После этого элевоны для управления по крену и тангажу 10 отклоняются вверх, создавая момент для увеличения угла атаки крыла. Так как крылу необходимо создать только часть подъемной силы, равную перетяжелению гибридного летательного апарата, крыло малого удлинения может работать до значительно больших углов атаки, чем обычное, на больших углах атаки, существенная часть тяги двигателей силовых установок 8 компенсирует силу тяжести, то практически сразу после увеличения угла атаки происходит отрыв гибридного летательного аппарата от земли и набор высоты с большим углом наклона траектории. После набора высоты гибридный летательный аппарат переводится в горизонтальный полет с увеличением скорости до необходимой.
При увеличении высоты полета давление атмосферы падает, и автоматика поддержания избыточного давления дает сигнал на отматывание троса с лебедки системы поддержания рабочего давления в газовой оболочке 11 для уменьшения деформации оболочки, заполненной подъемным газом 1. При достижении необходимого давления лебедка системы поддержания рабочего давления в газовой оболочке 11 останавливается. При уменьшении высоты полета (увеличении атмосферного давления) автоматически увеличивается деформация оболочки, заполненной газом 1.
Изменение высоты полета производится по классической схеме за счет изменения траектории в вертикальной плоскости при помощи элевонов для управления по крену и тангажу 10, отклоняемых в одну сторону и тяги двигателей силовых установок 8 для поддержания необходимой скорости.
В отличие от классических дирижаблей с небольшим перетяжелением (порядка 10% от взлетной массы) гибридный летательный аппарат может осуществлять разворот в горизонтальной плоскости с гораздо большей интенсивностью, «по-самолетному». Это обеспечивается большой величиной горизонтальной составляющей подъемной силы, создаваемой корпусом (крылом малого удлинения) при полете с креном. Для кренения гибридного летательного аппарата элевоны для управления по крену и тангажу 10 отклоняются в противоположные стороны.
Для посадки гибридный летательный аппарат переводится на большие углы атаки, уменьшается тяга двигателей силовых установок 8 для создания необходимой скорости снижения. Перед касанием земли гибридный летательный аппарат выравнивается для посадки на 3 точки (носовое шасси 5 и основное шасси 7), тяга двигателей силовых установок 8 сбрасывается до минимальной, торможение осуществляется колесными тормозами (на фиг. не показаны). После посадки экипаж может спокойно покинуть гибридный летательный аппарат, не загружая его балластом и не прибегая к помощи наземной команды.
Таким образом, задача, поставленная заявляемой полезной моделью, а именно, создание новой конструкции, обладающей способностью выполнять взлет-посадку с неподготовленных площадок малого размера и выполнять полет в широком диапазоне скоростей, в том числе минимальных, упростить конструкцию заявляемого устройства, по сравнению с прототипом - выполнена.
Литература:
1. Пашковский И.М. Особенности устойчивости и управляемости скоростного самолета. М.: Воениздат, 1961.