САМОЛЕТ С УКОРОЧЕННЫМ ЛИБО ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ С ГИБРИДНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ
AIRCRAFT WITH SHORT OR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING WITH HYBRID POWER PLANT

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой. Известны 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, ЯК-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 самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой (патент РФ N 2708120 публикация 04.12.2019 г.) включающий фюзеляж обтекаемой интегральной формы, крылья с элементами механизации, силовую установку из воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления. Предусмотрены две несущих консоли крыльев по обе стороны фюзеляжа состоящие из лобового участка, углового участка, продольного бокового участка и хвостового участка. Лобовой участок имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа. Угловой участок выполнен либо прямолинейного очертания в плане под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора с углом кольцевого сектора от 50 град, до 90 град град, либо в виде сектора кольцевого многоугольника описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 град, до 90 град.. Продольный боковой участок выполнен прямолинейым совпадающим с продольной осью фюзеляжа. Хвостовой участок выполнен в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа. Угловой и боковой участки интегрального крыла, либо только боковой участок используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета. К недостаткам данного технического решения возможно отнести значительное количество сжигаемого топлива в режимах взлета, зависания и посадки. Уменьшение количества сжигаемого топлива в режиме взлета, зависания и посадки является целью настоящего изобретения, которое возможно достичь за счет использования гибридных силовых установок для создания тяги при взлете, зависании и посадке, например использование электродвигателей в режиме взлета, зависания и посадки. Известен проект NASA-X-57 Maxwell, в котором самолет оснащен 14 пропеллерными электромоторами, размещенными вдоль носка крыла и на законцовках консолей крыла. Все электромоторы работают только при взлете и посадке. При крейсерском режиме полета задействованы только электродвигатели на концах крыла, при этом пропеллеры вдоль крыла на крейсерском режиме полета находятся в сложенном положении, (https://wikipedia.org). Для достижения поставленной цели представлен самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с гибридной силовой установкой, включающий фюзеляж интегральной обтекаемой формы, несущие крылья стреловидной конфигурации с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, маршевую силовую установку из одного либо более воздушно-реактивных двигателей, электрогенератор, аккумуляторные батареи, силовую установку из двух либо более подъемных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, при этом в носовой части фюзеляжа предусмотрено две несущих консоли вспомогательных крыльев с изменяемыми аэродинамическими характеристиками по обе стороны фюзеляжа, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета, создаваемых при помощи потоков истекающих струй из подъемных двигателей направленных на участки вспомогательных крыльев с элементами механизации, а также создаваемых при помощи истекающей струи из сопел воздушно-реактивных двигателей с изменяемым вектором тяги, при этом для создания подъемных реактивных моментов в режиме взлета, зависания и посадки, как минимум в двух направленях предусмотрены поворотные либо выдвигаемые винтовые подъемные электродвигатели со складывающимися воздушными винтами при крейсерском режиме полета, при этом потоки истекающих струй из поворотных либо выдвигаемых винтовых подъемных электродвигателей в режиме взлета, зависания и посадки, как минимум в двух направлениях, направлены на носки вспомогательных крыльев с изменяемыми аэродинамическими характеристиками под углом 30 град. - 90 град, к продольной оси самолета в направлении движения горизонтального полета. На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения самолетов с вертикальным взлетом и посадкой с гибридной силовой установкой: 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 интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя (ВРД) с плоскими выходами соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и двумя боковыми поворотными подъемными винтовыми электродвигателями расположенными в носовой части фюзеляжа, для осуществления обдува углового и продольного бокового участков вспомогательных интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных элекрических двигателей направлены радиально в двух боковых направлениях, при этом результирующая тяга от маршевых ВРД из хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) создает подъемный реактивный момент в третьем направлении от центра тяжести самолета;
на фиг. 2 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 1, в режиме перехода от режима зависания к режиму горизонтального полета;
на фиг. 3 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 1, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом винтовые лопасти поворотных подъемных элетродвигателей находятся в сложенном положении, а также корпуса подъемных электродвигателей повернуты вдоль продольной оси самолета;
на фиг. 4 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя (ВРД) с плоскими выходами соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и четырьмя боковыми поворотными подъемными винтовыми электродвигателями, расположенными в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, для осуществления обдува углового и продольного бокового участков вспомогательных интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных элекрических двигателей направлены радиально в четырех боковых направлениях, при этом результирующая тяга от маршевых ВРД из хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) создает корректирующий реактивный момент в продольном направлении;
на фиг. 5 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 4, в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;
на фиг. 6 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 4, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом винтовые лопасти поворотных подъемных элетродвигателей находятся в сложенном положении, а также корпуса подъемных электродвигателей повернуты вдоль продольной оси самолета;
на фиг. 7 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя (ВРД) с плоскими выходыми соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и двумя боковыми поворотными подъемными винтовыми электродвигателями расположенными в носовой части фюзеляжа, для осуществления обдува углового участка вспомогательных интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных элекрических двигателей направлены радиально в двух боковых направлениях, при этом результирующая тяга от маршевых ВРД из хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) создает подъемный реактивный момент в третьем направлении от центра тяжести самолета;
на фиг. 8 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 7, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом винтовые лопасти поворотных подъемных элетродвигателей находятся в сложенном положении, а также корпуса подъемных электродвигателей задвинуты в боковые ниши фюзеляжа самолета;
на фиг. 9 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя (ВРД) с плоскими выходыми соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и четырьмя боковыми поворотными подъемными винтовыми электродвигателями расположенными в носовой части фюзеляжа, для осуществления обдува углового участка вспомогательных интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных элекрических двигателей направлены радиально в двух боковых направлениях, при этом результирующая тяга от маршевых ВРД из хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) создает подъемный реактивный момент в третьем направлении от центра тяжести самолета;
на фиг. 10 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 9, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом винтовые лопасти поворотных подъемных элетродвигателей находятся в сложенном положении, а также корпуса подъемных электродвигателей задвинуты в боковые ниши фюзеляжа самолета;
на фиг. 11 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя (ВРД) с плоскими выходыми соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и двумя боковыми поворотными подъемными винтовыми электродвигателями расположенными в носовой части фюзеляжа, для осуществления обдува поворотного углового участка вспомогательных интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных элекрических двигателей направлены радиально в двух боковых направлениях, при этом результирующая тяга от маршевых ВРД из хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) создает подъемный реактивный момент в третьем направлении от центра тяжести самолета;
на фиг. 12 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 10, в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;
на фиг. 13 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане, с гибридной силовой установкой по фиг. 11, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом винтовые лопасти поворотных подъемных элетродвигателей находятся в сложенном положении, а также корпуса подъемных электродвигателей повернуты вдоль продольной оси самолета;
на фиг. 14 - сечение А*1.1 - А*1.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из подъемных поворотных винтовых электрических двигателей 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 двояко-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальными углами атаки;
на фиг. 15 - сечение А*1.2 - А*1.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 14 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 16 - сечение А*2.1 - А*2.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из подъемных поворотных винтовых электрических двигателей 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. 17 - сечение А*2.2 - А*2.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 16 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;
на фиг. 18 - сечение А*1.3 - А*1.3, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из подъемных поворотных винтовых электрических двигателей, а также встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме перехода от зависания к горизонтальному полету, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения двояко-выпуклого профиля, при этом все элементы крыла имеют положительный угол атаки по направлению к встречному набегающему потоку атмосферного воздуха;
на фиг. 19 - сечение А*1.4 - А*1.4, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме набора горизонтальной скорости при выключенных подъемных винтовых электродвигателях и сложенных винтовых лопастях, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения двояковыпуклого профиля, при этом все элементы крыла имеют положительный угол атаки по направлению к встречному набегающему потоку атмосферного воздуха;
на фиг. 20 - сечение А*1.5 - А*1.5, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме набора горизонтальной скорости при выключенных подъемных винтовых электродвигателях и сложенных винтовых лопастях, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения двояковыпуклого профиля, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 21 - сечение А*2.3 - А*2.3, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из подъемных поворотных винтовых электрических двигателей, а также встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме перехода от зависания к горизонтальному полету, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла имеют положительный угол атаки по направлению к встречному набегающему потоку атмосферного воздуха;
на фиг. 22 - сечение А*2.4 - А*2.4, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме набора горизонтальной скорости при выключенных подъемных винтовых электродвигателях и сложенных винтовых лопастях, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла имеют положительный угол атаки по направлению к встречному набегающему потоку атмосферного воздуха;
на фиг. 23 - сечение А*2.5 - А*2.5, показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим встречным набегающим потоком атмосферного воздуха в режиме набора горизонтальной скорости при выключенных подъемных винтовых электродвигателях и сложенных винтовых лопастях, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;
на фиг. 24 - сечение D*1.1 - D*1.1 показана схема обдува углового участка вспомогательного интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из подъемных поворотных винтовых электрических двигателей, в виде многопланного крыла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания подъемного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 25 - сечение D*1.2 - D*1.2 показано многопланное вспомогательное крыло в сложенном положении, при выключенных подъемных винтовых электродвигателях и сложенных винтовых лопастях,
на фиг. 26 - сечение В1.1 - В1.1 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла с ИВТ в режиме крейсерского полета;
на фиг. 27 - сечение В1.2 - В1.2 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки для создания подъемного уравновешивающего реактивного момента +Мр относительно центра тяжести летательного аппарата, а также в режиме маневрирования для создания маневренного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 28 - сечение В1.3 - В1.3 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме маневрирования, для создания маневренного продольного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 29 - сечение С1.1 - С1.1 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла с ИВТ со щелевыми промежутками в режиме крейсерского полета;
на фиг. 30 - сечение С1.2 - С1.2 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки для создания подъемного уравновешивающего реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата, а также в режиме маневрирования для создания маневренного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 31 - сечение С1.3 - С1.3 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме маневрирования, для создания маневренного продольного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 32 - сечение D1.1 - D1.1 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;
на фиг. 33 - сечение D1.2 - D1.2 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки для создания подъемного уравновешивающего реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата, а также в режиме маневрирования для создания маневренного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 34 - сечение D1.3 - D1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме маневрирования для создания продольного маневренного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 35 - сечение E1.1 - Е1.1 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;
на фиг. 36 - сечение Е1.2 - Е1.2 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки для создания подъемного уравновешивающего реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата, а также в режиме маневрирования для создания маневренного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
на фиг. 37 - сечение Е1.3 - Е1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме маневрирования для создания маневренного продольного реактивного момента  относительно центра тяжести летательного аппарата;
На представленных чертежах позициями обозначены:
поз. 1 - фюзеляж обтекаемой интегральной формы;
поз. 2 - маршевый воздушно-реактивный двигатель;
поз. 3 - подъемный винтовой электродвигатель со складывающимися винтами в режиме крейсерского полета;
поз. 4 - лобовой участок вспомогательного крыла;
поз. 5-1 - угловой участок вспомогательного крыла в носовой части фюзеляжа;
поз. 5-2 - угловой участок вспомогательного крыла в хвостовой части фюзеляжа;
поз. 6 - продольный боковой участок вспомогательного крыла;
поз. 7 - несущее крыло стреловидной конфигурации;
поз. 8 - горизонтальное цельноповоротное хвостовое оперение;
поз. 9 - вертикальное цельноповоротное хвостовое оперение;
поз. 10- основной профиль трансформируемого участка вспомогательного крыла;
поз. 11 - первый подкрылок трансформируемого участка вспомогательного крыла;
поз. 12 - второй подкрылок трансформируемого участка вспомогательного крыла;
поз. 13 - поворотный закрылок вспомогательного крыла;
поз. 14 - выдвигаемый закрылок вспомогательного крыла;
поз. 15 - сопло воздушно-реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа с изменяемым вектором тяги с бесщелевыми поворотными плоскостями;
поз. 16 - сопло воздушно-реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа с изменяемым вектором тяги с поворотными плоскостями располагаемыми со щелевыми промежутками;
поз. 17-1 - сопло воздушно-реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа с изменяемым вектором тяги с многошинным трансформируемым крылом;
поз. 17-2 - многопланное трансформируемое вспомогательное крыло, располагаемое в области истекающей струи из подъемного винтового электродвигателя для создания подъемного маневренного реактивного момента относительно центра тяжести самолета;
поз. 18 - сопло воздушно-реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа с изменяемым вектором тяги со спаренным многопланным трансформируемым крылом располагаемым в области истекающей струи из из воздушно-реактивного двигателя;
поз. 19 - поворотная платформа для поворота подъемного винтового электродвигателя в носовой части фюзеляжа;
поз. 20 - поворотная платформа для поворота подъемного винтового электродвигателя и углового участка вспомогательного крыла в носовой части фюзеляжа;
поз. 21 - кабина управления;
- подъемный либо маневренный вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.
- маневренный вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.