КОМБИНИРОВАННЫЙ САМОЛЁТ

МПК B64C 29/00, Комбинированный самолет относится к авиационной технике, в частности, к аппаратам вертикального взлета и посадки тяжелее воздуха.
Известен самолет вертикального взлета и посадки Як-38 (Жилин С, «Взлететь с пятачка» - «Популярная механика» №2, 2009, Москва), имеющий три турбореактивных двигателя, два подъемных и один подъемно-маршевый.
Недостатком данной конструкции является то, что для создания подъемной силы используется тяга турбореактивных двигателей, а такой способ требует очень большого расхода топлива, поэтому дальность полета Як-38, при использовании вертикального взлета, всего около 500 км.
Известен летательный аппарат вертолет (Богданов Ю.С. «Конструкция вертолетов» - Москва: Машиностроение, 1990, стр.14), имеющий фюзеляж и несущий винт (винты), выполняющий одновременно функцию тянущего винта.
Недостатком этих летательных аппаратов является то, что на вертолетах любой схемы горизонтальный полет осуществляется благодаря наклону несущего винта (винтов) относительно горизонта. Для увеличения скорости требуется дополнительно наклонить ось несущего винта, а это приводит к увеличению аэродинамического сопротивления и появлению срыва потока с лопастей несущего винта, что значительно ограничивает скорость аппарата и увеличивает расход топлива. Кроме того, большой диаметр вращающихся с большой скоростью открытых винтов вертолета снижает надежность аппарата в режимах взлета, висения и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия, что является одной из наиболее частых причин аварий.
Известен летательный аппарат конвертоплан V-22 Osprey (Джо Паппалардо, «Конвертоплан Osprey: дорог, ненадежен, востребован» -«Популярная механика» №7, 2012, Москва), имеющий самолетный фюзеляж и крылья, на концах которых в поворотных гондолах расположены двигатели с самолетными винтами большого диаметра. При вертикальном положении гондол конвертоплан осуществляет вертикальный взлет и посадку. Для обеспечения горизонтального полета гондолы постепенно поворачиваются в горизонтальное положение.
Недостатками конструкции конвертоплана являются малая дальность полета, вследствие большого расхода топлива в режимах взлета и посадки, обусловленного выбранным способом создания необходимой подъемной силы: с помощью тяги несущих винтов, превышающей вес данного аппарата, за счет отбрасывания с большой скоростью воздуха, то есть, по сути, реактивным. Такой способ требует большого избытка мощности двигателей, сверх необходимой для обеспечения расчетной для данного аппарата скорости горизонтального полета. Кроме того, большой диаметр открытых винтов конвертоплана, снижает надежность аппарата в режимах взлета и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия.
Известен винтокрыл Ка-22 (Бирюлин В. И., «Винтокрыл Ка-22» - «Крылья Родины» №8, 1980, Москва), представляющий собой гибрид самолета и вертолета, имеющий самолетный фюзеляж и крылья с установленными на их концах двигателями с несущими вертолетными и тянущими самолетными винтами. У винтокрыла подъемная сила в режимах взлета, висения и посадки создается несущими вертолетными винтами, а в горизонтальном полете в основном обычными самолетными крыльями с помощью тянущих самолетных винтов, при больших скоростях полета на них передавалась вся мощность двигателей.
Конструкция винтокрыла имеет ряд основных недостатков. Во-первых, так как величина подъемной силы, создаваемой авиационным крылом на единицу своей площади, при сохранении прочих равных условий, прямо пропорциональна относительной толщине его профиля, то малая относительная толщина профиля лопастей несущего вертолетного винта, обусловленная необходимостью снижения их лобового сопротивления в горизонтальном полете, требует для создания достаточной подъемной силы придания им намного большей скорости, чем крыльям обычного самолета, а значит большей чем у него мощности двигателя, что в режимах взлета, висения и посадки значительно повышает расход топлива, существенно уменьшая дальность полета. Во-вторых, в горизонтальном полете открытые несущие винты значительно ограничивают скорость винтокрыла, как и вертолетов. В-третьих, вращающиеся с большой скоростью открытые винты винтокрыла, как и вертолетов, снижают надежность аппарата в режимах взлета, висения и посадки, вследствие угрозы зацепиться лопастями за деревья, провода или другие мало заметные препятствия.
Технической задачей, на решение которой направлена полезная модель, является создание летательного аппарата тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, имеющего:
- по сравнению с существующими самолетами вертикального взлета и посадки большую экономичность в режимах взлета, висения и посадки, а также большую дальность горизонтального полета;
- по сравнению с конвертопланами большую безопасность и экономичность в режимах взлета и посадки, а также большую дальность в режиме горизонтального полета;
- по сравнению с винтокрылами и вертолетами большую безопасность и экономичность в режимах взлета, висения и посадки, а также большую скорость и дальность в режиме горизонтального полета.
Поставленная задача решается тем, что комбинированный самолет состоящий из имеющего в продольном сечении профиль авиационного крыла несущего фюзеляжа, на котором закреплены два аэродинамических гребня, двухкилевое T-образное оперение и вспомогательные поворотные крылья, сверху в носовой части фюзеляжа имеет воздухозаборник, двигатели с вентиляторами, от которых отходит основной воздуховод, заканчивающийся основным соплом, перед которым, в месте соединения основного воздуховода с расположенным под ним ресивером, установлен основной регулирующий клапан с возможностью регулируемого изменения его положения от полного перекрытия основного воздуховода и открытия ресивера, до полного открытия основного воздуховода и полного закрытия ресивера, из которого выходят: четыре стабилизирующих воздуховода, с возможностью регулирования площади поперечного сечения их входных отверстий, заканчивающиеся направленными вертикально вниз расположенными равномерно по периметру фюзеляжа стабилизирующими соплами, а также два взлетно-посадочных воздуховода, с расположенными в них взлетно-посадочными турбинами, заканчивающиеся расположенными по бортам фюзеляжа взлетно-посадочными соплами с управляемым вектором тяги; вокруг центра масс комбинированного самолета, внутри фюзеляжа, ближе к его периметру, расположен образованный замкнутыми внутренней стенкой и внешней стенкой открытый сверху и снизу кольцевой канал с верхней аэродинамической крышкой и нижней аэродинамической крышкой, состоящими из радиально расположенных створок в виде пластин, с возможностью регулируемого поворота их вокруг продольной оси по отдельным секторам верхней аэродинамической крышки и нижней аэродинамической крышки, при этом внутри кольцевого канала в горизонтальной плоскости, с общим с ним центром, выполнены с возможностью вращения фиксирующее кольцо и расположенное внутри него приводное кольцо, между которыми размещен ряд взлетно-посадочных крыльев, радиально прикрепленных к ним своими концами, причем взлетно-посадочные крылья имеют на своих концах направленные вверх шасси, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки и внешней стенки замкнутые в кольца взлетно-посадочные стрингеры, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы, при этом взлетно-посадочные крылья имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси, упирающиеся в расположенный в горизонтальной плоскости направляющий желоб на внешней стенке; приводное кольцо в сечении имеет форму уголка, к вертикальной части которого крепятся взлетно-посадочные крылья, а горизонтальная часть, направленная к центру, свободно, без контакта, входит в расположенный в горизонтальной плоскости приводной желоб на внутренней стенке, через окна в котором имеет кинематическую связь с расположенными за пределами кольцевого канала опорными роликами, а также с имеющими кинематическую связь с взлетно-посадочными турбинами приводными колесами, посредством прижимных роликов, расположенных над ними.
Кроме того, для уменьшения диаметра кольцевого канала и упрощения задачи парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев, ниже первого ряда взлетно-посадочных крыльев в горизонтальной плоскости может быть выполнен направленный навстречу ему второй ряд взлетно-посадочных крыльев, размещенных между выполненными с возможностью вращения вторым фиксирующим кольцом и расположенным внутри него вторым приводным кольцом, и радиально прикрепленных к ним своими концами, при этом во втором ряду взлетно-посадочные крылья также имеют на своих концах направленные вверх шасси, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки и внешней стенки замкнутые в кольца вторые взлетно-посадочные стрингеры, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы, также имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси, упирающиеся в расположенный в горизонтальной плоскости второй направляющий желоб на внешней стенке, горизонтальная часть второго приводного кольца, направленная к центру, также свободно, без контакта входит во второй приводной желоб на внутренней стенке, через окна в котором имеет кинематическую связь с расположенными за пределами кольцевого канала вторым рядом опорных роликов, а также с теми же, что и первое приводное кольцо, имеющими кинематическую связь с взлетно-посадочными турбинами приводными колесами, посредством вторых прижимных роликов, расположенных под ними.
Такая конструкция комбинированного самолета позволяет снизить расход топлива в режимах взлета, висения и посадки за счет использования наиболее экономичного способа получения подъемной силы для летательных аппаратов тяжелее воздуха: создания разности давления на нижней и верхней поверхностях авиационного крыла при обтекании их воздушным потоком с разной скоростью. Наиболее экономичный взлет имеет самолет, использующий разбег по взлетно-посадочной полосе. Обычный самолет разгоняется целиком. Комбинированный самолет сначала разгоняет только взлетно-посадочные крылья до набора им нужной высоты, а только после этого весь аппарат. Причем комбинированный самолет использует в качестве взлетно-посадочной полосы элементы своей конструкции - взлетно-посадочные стрингеры. При этом взлетно-посадочные крылья имеют оптимальный профиль и относительную толщину именно для режимов взлета, висения и посадки. В результате, комбинированный самолет может увеличить дальность полета за счет топлива, сэкономленного на указанных выше режимах, а также скорость в режиме горизонтального полета за счет того, что взлетно-посадочные крылья скрыты в фюзеляже и не создают дополнительного аэродинамического сопротивления. Кроме того, повышается безопасность летательного аппарата в режимах взлета, висения и посадки, поскольку взлетно-посадочные крылья скрыты в фюзеляже, то они защищены от опасности зацепиться за мало заметные препятствия.
На Фигуре 1 схематично изображен комбинированный самолет, вид сбоку в разрезе.
На Фигуре 2 изображен комбинированный самолет, вид сверху.
На Фигуре 3 изображен в увеличенном масштабе поперечный разрез кольцевого канала.
На Фигуре 4 изображен в увеличенном масштабе продольный вертикальный разрез участка кольцевого канала, вид со стороны внешней стенки.
На Фигуре 5 изображен в увеличенном масштабе продольный вертикальный разрез участка кольцевого канала, вид со стороны внешней стенки, в варианте с двумя рядами взлетно-посадочных крыльев.
Где:
1 - фюзеляж;
2 - двигатель с вентилятором;
3 - взлетно-посадочное крыло;
4 - двухкилевое T-образное оперение;
5 - поворотное вспомогательное крыло;
6 - аэродинамический гребень;
7 - основное шасси;
8 - воздухозаборник;
9 - основной воздуховод;
10 - основное сопло;
11 - основной регулирующий клапан;
12 - ресивер;
13 - стабилизирующий воздуховод;
14 - стабилизирующий клапан;
15 - стабилизирующее сопло;
16 - взлетно-посадочный воздуховод;
17 - взлетно-посадочная турбина;
18 - взлетно-посадочное сопло;
19 - кольцевой канал;
20 - внутренняя стенка;
21 - внешняя стенка;
22 - верхняя аэродинамическая крышка;
23 - нижняя аэродинамическая крышка;
24 - фиксирующее кольцо;
25 - приводное кольцо;
26 - вертикальное шасси;
27 - взлетно-посадочный стрингер;
28 - горизонтальное шасси;
29 - направляющий желоб;
30 - приводной желоб;
31 - окно;
32 - опорный ролик;
33 - приводное колесо;
34 - прижимной ролик.
Комбинированный самолет состоит из следующих основных элементов: фюзеляжа 1, двигателей с вентиляторами 2, взлетно-посадочных крыльев 3, двухкилевого T-образного оперения 4, поворотных вспомогательных крыльев 5.
Фюзеляж 1 имеет в продольном сечении профиль авиационного крыла, предназначен для создания подъемной силы в режиме горизонтального полета, а также размещения и крепления всех составных частей комбинированного самолета, на нем имеются два аэродинамических гребня 6, предназначенные для предотвращения срыва воздушного потока, снизу установлено основное шасси 7.
Двигатели с вентиляторами 2, предназначенные для создания тяги, обеспечивающей все режимы полета комбинированного самолета, вместе с воздухозаборником 8 расположены сверху в носовой части фюзеляжа 1, от них отходит основной воздуховод 9, заканчивающийся основным соплом 10. Перед основным соплом 10 в основном воздуховоде 9 установлен основной регулирующий клапан 11, предназначенный для перераспределения воздушного потока от двигателей с вентиляторами 2 между основным соплом 10 и расположенным под основным воздуховодом 9 ресивером 12, из которого выходят: четыре стабилизирующих воздуховода 13, с установленными на них предназначенными для регулирования воздушного потока стабилизирующими клапанами 14, известными из уровня техники (Жилин С, «Взлететь с пятачка» - «Популярная механика» №2, 2009, Москва), и заканчиваются размещенными равномерно по периметру фюзеляжа 1 направленными вертикально вниз стабилизирующими соплами 15, предназначенными для управления комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки; а также два взлетно-посадочных воздуховода 16, с расположенными в них взлетно-посадочными турбинами 17, заканчивающиеся взлетно-посадочными соплами 18 с управляемым вектором тяги, предназначенные для горизонтального перемещения и управления комбинированным самолетом по курсу в режимах взлета, висения и посадки, в том числе для парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев.
Взлетно-посадочные крылья 3, предназначенные для создания подъемной силы в режимах взлета, висения и посадки, имеющие для указанных режимов полета оптимальный профиль и относительную толщину, находятся внутри фюзеляжа 1 в расположенном вокруг центра масс комбинированного самолета, ближе к его периметру, открытом сверху и снизу кольцевом канале 19, образованном замкнутыми в кольца внутренней стенкой 20 и внешней стенкой 21, имеющем верхнюю аэродинамическую крышку 22 и нижнюю аэродинамическую крышку 23, которые состоят из радиально расположенных створок в виде пластин, с возможностью регулируемого поворота их вокруг продольной оси по отдельным секторам верхней аэродинамической крышки 22 и нижней аэродинамической крышки 23. Внутри кольцевого канала 19 в горизонтальной плоскости, с общим с ним центром, выполнены с возможностью вращения фиксирующее кольцо 24, предназначенное для сохранения нужного расстояния между взлетно-посадочными крыльями 3, и расположенное внутри него приводное кольцо 25, между которыми расположен ряд взлетно-посадочных крыльев 3, радиально прикрепленных к ним своими концами.
При этом взлетно-посадочные крылья 3 имеют на своих концах направленные вверх вертикальные шасси 26, упирающиеся снизу в расположенные в горизонтальной плоскости на всю длину внутренней стенки 20 и внешней стенки 21 замкнутые в кольца взлетно-посадочные стрингеры 27, выполняющие функцию взлетно-посадочной полосы. Кроме того, взлетно-посадочные крылья 3 имеют на своих внешних концах еще и горизонтальные шасси 28, предназначенные для уменьшения деформаций приводного кольца 25 под действием центробежной силы, и упирающиеся в направляющий желоб 29, расположенный в горизонтальной плоскости на внешней стенке 21 и предназначенный для удержания ряда взлетно-посадочных крыльев в горизонтальной плоскости.
Приводное кольцо 25, в сечении имеет форму уголка, к вертикальной части которого крепятся взлетно-посадочные крылья 3, а горизонтальная часть, направленная к центру, свободно, без контакта, входит в приводной желоб 30, расположенный в горизонтальной плоскости на внутренней стенке 20, через окна 31 в котором имеет кинематическую связь с находящимися за пределами кольцевого канала 19 опорными роликами 32, приводными колесами 33 и прижимными роликами 34. Приводные колеса 33 имеют с взлетно-посадочной турбиной 17 кинематическую связь, которая, в зависимости от назначения и тактико-технических характеристик комбинированного самолета, может быть прямой, посредством общего вала, или через редуктор.
Двухкилевое T-образное оперение 4, предназначенное для управления комбинированным самолетом по крену, тангажу и курсу в режиме горизонтального полета расположено в хвостовой части фюзеляжа 1.
Поворотные вспомогательные крылья 5, предназначенные для плавного перехода из режима висения в режим горизонтального полета и обратно, а также для увеличения высоты и дальности полета размещены по бортам фюзеляжа 1. Конструкция поворотных крыльев известна из современного уровня техники (Житомирский Г.И. «Конструкция самолетов» - Москва: Машиностроение, 2005, стр.123).
Комбинированный самолет может работать в четырех режимах: взлет, висение, горизонтальный полет, посадка.
Комбинированный самолет работает следующим образом.
В режиме взлета открыты верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23. Основной регулирующий клапан 11 находится в крайнем верхнем положении. Поэтому при запуске двигателей с вентиляторами 2 весь поток воздуха от них направляется в ресивер 12. Откуда регулируемая стабилизирующими клапанами 14, часть воздушного потока проходя по каждому конкретному стабилизирующему воздуховоду 13 истекает через соответствующие стабилизирующие сопла 15, создавая необходимую тягу для управления комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки. Другая часть воздушного потока по взлетно-посадочным воздуховодам 16, проходя через взлетно-посадочные турбины 17, раскручивает их и истекает через взлетно-посадочные сопла 18, тяга которых используется для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по курсу, в том числе парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев 3, а также перемещения в горизонтальной плоскости. Взлетно-посадочная турбина 17 передает крутящий момент на приводное колесо 33, которое, имея с помощью прижимного ролика 34 сцепление с приводным кольцом 25, расположенном для снижения трения на опорных роликах 32, разгоняет взлетно-посадочные крылья 3 до скорости, обеспечивающей подъемную силу, достаточную для взлета комбинированного самолета. Поскольку в качестве взлетно-посадочной полосы используются элементы конструкции аппарата - взлетно-посадочные стрингеры 27, имеющие ровную поверхность, то для разгона взлетно-посадочных крыльев 3 до требуемой скорости достаточно лишь части мощности двигателей с вентиляторами 2. Комбинированный самолет вертикально взлетает.
Управление комбинированным самолетом по крену и тангажу в режимах взлета, висения и посадки осуществляется посредством стабилизирующих клапанов 14, с помощью которых изменяют потоки воздуха, поступающие к соответствующим стабилизирующим соплам 15.
Переход из режима взлета в режим висения осуществляется посредством управления мощностью двигателей с вентиляторами 2 для разгона взлетно-посадочных крыльев 3 до скорости, обеспечивающей их подъемную силу, уравновешивающую вес комбинированного самолета на требуемой высоте. Управление перемещением комбинированного самолета в горизонтальной плоскости для выбора требуемой точки пространства осуществляется с помощью изменения вектора тяги взлетно-посадочных сопел 18.
При переходе в режим горизонтального полета выдвигаются поворотные вспомогательные крылья 5, основной регулирующий клапан 11 постепенно переводится в нижнее положение, открывая воздушному потоку путь от двигателей с вентиляторами 2 к основному соплу 10. Одновременно с этим двигатели с вентиляторами 2 выводятся на большую мощность, чтобы силы воздушного потока от них хватало на сохранение набранной высоты и на разгон комбинированного самолета до скорости, при которой его фюзеляж 1 и поворотные вспомогательные крылья 5 смогут создать подъемную силу, не меньше, чем взлетно-посадочные крылья 3. Для этого верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23 постепенно закрываются по секторам: сначала между аэродинамическими гребнями 6, восстанавливая целостность центральной части аэродинамической поверхности фюзеляжа 1, а потом, после перевода основного регулирующего клапана 11 в крайнее нижнее положение, остальные сектора. После этого продолжается горизонтальный полет в режиме обычного самолета. Управление комбинированным самолетом в режиме горизонтального полета по крену, тангажу и курсу осуществляется с помощью двухкилевого T-образного оперения 4, горизонтальная часть которого может выполнять роль элеронов и рулей высоты.
Переход из режима горизонтального полета в режим посадки осуществляется через режим висения. Верхняя аэродинамическая крышка 22 и нижняя аэродинамическая крышка 23, постепенно открываются по секторам в обратном порядке: сначала за пределами аэродинамических гребней 6, а между ними потом, после завершения перевода основного регулирующего клапана 11 в крайнее верхнее положение. Мощность двигателей с вентиляторами 2 снижается до уровня режима висения, а основной регулирующий клапан 11 постепенно переводится в верхнее положение, направляя воздушный поток в ресивер 12. Откуда управляемая стабилизирующими клапанами 14, часть воздушного потока, проходя по каждому конкретному стабилизирующему воздуховоду 13, истекает через соответствующие стабилизирующие сопла 15, создавая тягу, предназначенную для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по крену и тангажу. Другая часть воздушного потока по взлетно-посадочным воздуховодам 16, проходя через взлетно-посадочные турбины 17, раскручивает их и истекает через взлетно-посадочные сопла 18, тяга которых используется для управления комбинированным самолетом в указанном режиме по курсу, в том числе парирования реактивного момента от взлетно-посадочных крыльев 3, а также перемещения в горизонтальной плоскости. Взлетно-посадочные турбины 17 передают крутящий момент на приводные колеса 33, которые, имея через окна 31 в приводном желобе 30 с помощью прижимных роликов 34 сцепление с приводным кольцом 25, разгоняют взлетно-посадочные крылья 3 до скорости, обеспечивающей подъемную силу, достаточную для режима висения комбинированного самолета. После этого убираются поворотные вспомогательные крылья 5. Затем, с помощью тяги взлетно-посадочных сопел 18 гасится горизонтальная скорость комбинированного самолета и в режиме висения он выводится на выбранную для посадки площадку. Далее, посредством плавного уменьшения мощности двигателей с вентиляторами 2 осуществляется вертикальная посадка комбинированного самолета на основное шасси 7.