САМОЛЕТ
AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно - к самолетам (в т.ч. беспилотным) с винтовыми движителями.
Известны самолеты с различными конструктивными и компоновочными схемами винтомоторных установок (ВМУ) - см., например, В.Б. Шавров. История конструкций самолетов в СССР, (т.т. 1, 2), М.: «Машиностроение», 1978; П. Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: «Мир», 1991.
В качестве ближайшего аналога принят самолет по патенту РФ №2015063 (приоритет от 16.01.1992), снабженный соосными воздушными винтами (ВВ) большого диаметра, раскладываемыми и штатно функционирующими за счет центробежных сил при вращении вала ВМУ.
Однако данное техническое решение предложено к реализации только на самолетах с ВВ толкающего типа и не допускает увеличения длины лопастей ВВ сверх длины хвостовой балки при наличии хвостового оперения.
Целью предлагаемого изобретения является создание самолета с ВМУ как толкающего, так и тянущего типа, оснащенного ВВ с лопастями сверхбольшого удлинения (не ограничиваемыми вследствие конструктивных особенностей летательного аппарата вдоль его продольной оси).
Указанная цель достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, ВМУ (включающую двигатель, трансмиссию и соосные воздушные винты противовращения), лопасти ВВ выполнены в виде гибких лент с удлинением 4…200, корневые части которых закреплены на синхронно поворотных барабанах, концевые части выполнены в виде центробежных грузов обтекаемой формы с жестко зафиксированными либо управляемыми аэродинамическими рулями, при этом мидель ВВ в сложенной конфигурации не превышает миделя фюзеляжа самолета. На ленту от ее концевой части и не менее чем на 25% общей длины лопасти может быть нанесено упругое покрытие, выполненное в виде аэродинамического профиля. При этом ширина гибкой ленты вдоль размаха лопасти может быть постоянной либо переменной. В случае применения поворотных лопастей ВВ на центробежные грузы могут дополнительно устанавливаться блоки управления и приводы аэродинамических рулей. При этом синхронно поворотные барабаны могут быть выполнены с возможностью их синхронного разворота (на угол до 90° включительно) перпендикулярно плоскости вращения ВВ.
На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема самолета по предлагаемому техническому решению, на фиг. 2, 3 - лопасть ВВ в плане, на фиг. 4 - сечение лопасти ВВ с нанесенным упругим формообразующим покрытием.
Приняты обозначения:
1 - фюзеляж самолета;
2 - крыло;
3 - хвостовое оперение;
4 - винтомоторная установка;
5 - лопасть ВВ;
6 - барабан;
7 - центробежный груз;
8 - аэродинамический руль центробежного груза;
9 - формообразующее упругое покрытие.
Функционирование устройства по предлагаемому техническому решению осуществляется следующим образом.
Самолет взлетает с Земли, например, либо с помощью ракетной стартово-разгонной ступени (СРС), либо за самолетом-буксировщиком по планерному. При этом лопасти поз. 5 ВВ свернуты на барабаны поз. 6 и не выступают за мидель фюзеляжа поз. 1. Следует отметить, что разгон самолета посредством СРС может осуществляться как в маршевой конфигурации из катапультного устройства, так и из специализированного транспортно-пускового контейнера со сложенным крылом поз. 2 (а также, в ряде случаев, хвостовым оперением поз. 3).
При достижении максимальной высоты подъема с применением СРС либо буксировки самолет по предлагаемому техническому решению переходит при необходимости в маршевую конфигурацию (отделяет СРС, раскладывает крыло поз. 2 и оперение поз. 3), включает ВМУ поз. 4 и развертывает посредством центробежных сил лопасти поз. 5 ВВ, которые синхронно сматываются с барабанов поз. 6, переводит целевую аппаратуру в режим штатного функционирования и начинает программный по заданному маршруту (в т.ч. с дополнительным набором высоты) либо непосредственно управляемый (корректируемый) из пункта управления (наземного, надводного или воздушного базирования) полет - см. фиг. 1.
ВМУ поз. 4 в рамках данного технического решения включает в свой состав двигатель (поршневой, газотурбинный, электрический, др.), размещаемый в фюзеляже поз. 1 самолета и кинематически связанный с ВВ противовращения. При этом расстояние между плоскостями вращения переднего и заднего ВВ принимается, как правило, в диапазоне 0,05…0,25 диаметра ВВ при его наибольшем развертывании: здесь минимальное значение выбрано из условия исключения перехлеста лопастей поз. 5 ВВ, а максимальное - из условия обеспечения разности крутящих моментов на переднем и заднем ВВ менее 20% (см., например, B.C. Вождаев. Метод и результаты параметрических исследований аэродинамических характеристик соосной системы винтов на режимах висения и вертикального подъема. М: Труды ЦАГИ, вып. 1953, 1976 г., стр. 48-50). Поскольку известно, что у соосных ВВ окружная индуцированная скорость близка к нулю, практически отсутствуют в отличие от одиночного винта - окружные потери. Также упрощается балансировка и пилотирование самолета, поскольку у соосных ВВ обеспечивается симметрия обтекания воздушным потоком элементов конструкции за винтами (т.е. отсутствует реактивный момент), а суммарный гироскопический момент равен нулю (т.е. левые и правые маневры самолета одинаковы). Рациональный с точки зрения эффективности ВМУ и условий складывания ВВ диапазон удлинения лопастей - 4…200. Здесь минимальное значение соответствует т.н. вентиляторному режиму, максимальное - предельному режиму работы ВВ по условиям балансировки лопастей.
Следует отметить, что применение соосных ВВ сверхбольшого диаметра наиболее целесообразно на высотных самолетах с протяженным маршевым участком, совершающих крейсерский полет в стратосфере на высотах более 12…15 км. При этом для эффективного (с точки зрения коэффициента полезного действия винтового движителя) преобразования разреженного воздушного потока в отбрасываемое рабочее тело лопасти ВВ выгодно выполнять профилированными вдоль размаха. В этом случае на силовую часть лопасти - ленту - наносят упругое образующее заданный аэродинамический профиль покрытие поз. 9 - см. фиг. 4. Поскольку основная тяга ВВ создается концевыми участками лопастей поз. 5 - именно там, не менее чем на 0,25 общей длины лопасти, целесообразно нанесение упругого покрытия поз. 9 (общая длина покрытия определяется возможностями по сворачиванию лопасти поз.5 с покрытием поз. 9 на барабан поз. 6 таким образом, чтобы сложенные ВВ не выступали за мидель фюзеляжа поз. 1 самолета - см. фиг. 2, 3).
Заданный профиль лопасти поз. 5 вдоль ее размаха помимо аэродинамического покрытия поз. 9 формируется геометрической круткой за счет соответствующего разворота корневой части, закрепленной на барабане поз. 6 (осуществляется поворотом барабана поз. 6 на угол до 90° включительно перпендикулярно плоскости вращения ВВ), а также соответствующего разворота концевой части лопасти поз. 5 вследствие взаимодействия воздушного потока с аэродинамическим рулем поз. 8 центробежного груза поз. 7. При этом руль поз. 8 может быть либо заклинен жестко (аналогия с ВВ фиксированного шага), либо должен допускать возможность оперативного управлениям им в процессе полета (аналогия с ВВ изменяемого шага). В последнем случае на центробежном грузе поз. 7 должны дополнительно монтироваться блок управления (приемник сигналов управления) и привод (например, электромеханический) поворота руля поз. 8. С целью минимизации аэродинамического сопротивления ВВ центробежные грузы, включая размещаемые механизмы и аппаратуру, должны иметь обтекаемую форму, оптимизированную для крейсерской скорости вращения винтов. При этом угол атаки лопастей заднего ВВ с учетом скоса потока от переднего ВВ, как правило, на 1°…1,5° больше угла атаки лопастей переднего винта.
Следует также отметить, что ширина лопасти (силовой ленты) поз. 5 вдоль размаха - иначе, аэродинамическая хорда лопасти - может быть постоянной или переменной - см. фиг. 2, 3. При этом «уширенную» концевую часть лопасти, как правило, целесообразно применять для соосных ВВ относительно малого диаметра с большим количеством лопастей (т.н. вентиляторный режим), а «зауженную» концевую часть - для однорежимных ВВ сверхбольшого диаметра с жесткими требованиями к габаритам в сложенном состоянии.
Посадка самолета по предлагаемому техническому решению осуществляется, как правило, по планерному: перед посадкой ВМУ дросселируется, при этом лопасти ВВ поз. 5 синхронно наматываются на барабаны поз. 6.
Применение предложенного технического решения наиболее целесообразно на беспилотных высотных самолетах дистанционного мониторинга поверхности Земли, региональной ретрансляции радио- и оптических сигналов (в т.ч. областях со сложным рельефом, полярных, др.), исследования верхних слоев атмосферы, ионосферы и магнитосферы и т.п., в т.ч. оперативно выводимых на маршевую высоту посредством СРС, совершающих длительный крейсерский полет в разреженных слоях атмосферы (т.н. концепция «аэродинамического спутника»).