самолет с маршевым, вертикальным и зависающим режимами полета

Формула изобретения

Самолет с маршевым, вертикальным и зависающим режимами полета, содержащий фюзеляж, плоскости крыла, два маршевых турбореактивных двигателя, реактивные двигатели вертикального подъема и посадки, равноудаленно размещенные от центра тяжести самолета и функционирующие от маршевых турбореактивных двигателей, блок контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления, в состав каждого маршевого турбореактивного двигателя входят низконапорный компрессор, высоконапорный компрессор, фронтовое устройство, выполненное с возможностью воспламенения топлива с воздухом от высоконапорного компрессора, и магистрали пневмопутепроводов и топливопроводов, соединенные с каждым реактивным двигателем втулкой конфузорно-диффузорной формы на газовой опоре, при этом один реактивный двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа, на каждой плоскости крыла закреплен на балке один из упомянутых реактивных двигателей - посредством шарнира в головной части и посредством проушины и серьги с осью в хвостовой части для связи с гидроцилиндром, шарнирно закрепленным на соответствующей плоскости крыла, а в зоне указанного шарнира расположены баллистические створки-щитки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиастроительной отрасли.

Известны конструкции самолетов с вертикальным и зависающим режимами полета, оснащенные в комплекте реактивными и турбореактивными двигателями (см.: 1 - разработки корпорации «Роллс-Ройс» для самолетов палубной авиации типа «Хариер», 1971 г., публикация 1975 г. в заявке Франции № 2235047, где сжатый газ от компрессора маршевого турбореактивного двигателя подается по пневмопутепроводу, расположенному внутри фюзеляжа, к поворотным (качающимся) реактивным соплам, одно из которых выбрасывает поток газа в точку центра тяжести самолета; 2 - заявка Японии № 49-183397 от 09.05.1974 г. для самолета палубной авиации, содержащий выхлопное сопло, которое обеспечивает отклонение основного газового потока от турбореактивного двигателя в пределах 0 90°; 3 - патент США № 3972490, 1976 г. - самолет, который содержит: фюзеляж, три реактивных двигателя вертикального подъема и посадки, равноудаленно размещенных от центра тяжести самолета и которые функционально интегрированы посредством энергопутепроводов и блока контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления в два маршевых турбореактивных двигателя).

В качестве прототипа принят самолет с маршевым, вертикальным и зависающим режимами полета по патенту США № 3972490, 1976 г.

Технический результат изобретения - повышение надежности уровне-плоскостной устойчивости самолета на переходном процессе аэродинамики от режима зависания к маршевому полету.

Указанный результат достигается тем, что самолет с маршевым, вертикальным и зависающим режимами полета, содержащий фюзеляж, плоскости крыла, два маршевых турбореактивных двигателя, реактивные двигатели вертикального подъема и посадки равноудаленно размещенные от центра тяжести самолета и функционирующие от маршевых турбореактивных двигателей, блок контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления, в состав каждого маршевого турбореактивного двигателя входят низконапорный компрессор, высоконапорный компрессор, фронтовое устройство, выполненное с возможностью воспламенения топлива с воздухом от высоконапорного компрессора, магистрали пневмопутепроводов и топливопроводов, соединенные с каждым реактивным двигателем с втулкой конфузорно-диффузорной формы на газовой опоре, при этом один реактивный двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа, а на каждой плоскости крыла закреплен на балке один из упомянутых реактивных двигателей посредством шарнира в головной части и посредством проушины и серьги с осью в хвостовой части для связи с гидроцилиндром, шарнирно закрепленным на соответствующей плоскости крыла, в зоне указанного шарнира расположены баллистические створки-щитки.

Для обеспечения надежности прохождения самолетом переходного аэродинамического процесса на участке суперпозиций от режима зависания к маршевому режиму полета, приняты в комплектации самолета два турбореактивных двигателя, соответствующие заявке РФ № 2007142951 (как и предлагает экспертиза: « не выделять в отличительный признак »). Турбореактивный двигатель по указанной заявке содержит сопло, снабженное механизмом изменения вектора тяги и механизм изменения его диаметральной геометрии, в результате реактивное сопло может принимать форму диффузора или конфузора, обеспечивая безынерционный высокодинамичный форсаж тяги, в то время как форсаж при увеличении только посредством топливоподачи в турбореактивном двигателе с соплом постоянной цилиндрической формы будет носить инерционный характер в результате появления временнóй составляющей на прохождение газового потока от жаровых труб до выхлопного торца сопла плюс время прохождения сигнала и его исполнение на увеличение топливоподачи для форсажа тяги, т.е. на переходном аэродинамическом процессе обеспечено «проседание» самолета что недопустимо.

На фиг.1 изображен внешний контур самолета в плане; на фиг.2 - увеличенный вид маршевого двигателя с фиг.1; на фиг.3 - увеличенный вид реактивного двигателя для вертикального и зависающих полетных режимов с фиг.1; на фиг.4 - схема разводки магистралей пневмопутепроводов и магистралей электропутепроводов, магистралей маслопутепроводов; на фиг.5 - фронтальный вид самолета.

Самолет содержит фюзеляж 1, плоскости крыла 2, 3, два маршевых турбореактивных двигателя 4, 5, реактивные двигатели 6-8. Каждый из турбореактивных двигателей 4, 5 включает низконапорный компрессор 9, высоконапорный компрессор 10, фронтовое устройство 11 - в количестве по меньшей мере шесть единиц, которые равнорасположены на пилонах 12 по кольцу в сборе с сопловыми насадками 13. Фронтовое устройство 11 в сборе с сопловыми насадками 13 приняты за базовую основу для разработки реактивных двигателей 6-8. Пилоны 12 выполнены с туннельными каналами (не показаны) и закреплены на обтекателе - ресивере 14. Один из туннельных каналов пилона 12 сообщается с обтекателем-ресивером 14 и связывает высоконапорный компрессор 10 с фронтовым устройством 11. На обтекателе-ресивере 14, кроме пилонов 12, смонтирован патрубок 15, который связан с магистралью пневмопутепровода 16.

Остальные туннельные каналы пилонов 12 соединены с магистралью топливопутепровода 17, магистралью маслопутепровода 18 и магистралью электропутепровода 19, соответственно которым (16-18) встроены промежуточные элементы 20-22, последние путем магистрали топливопутепровода 23, магистрали пневмопутепровода 24, магистрали маслопутепровода 25, отдельно магистрали и электропутепровода 26 в виде бронетрубки с электропроводами связаны с блоком 27 контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления (САУ) и бортовой мини-ЭВМ (электронно-вычислительной машины).

Два реактивных двигателя 6, 7 смонтированы под плоскостями крыльев 2, 3, третий реактивный двигатель 8 смонтирован в хвостовой части фюзеляжа 1, при этом крепление их головной части осуществляется посредством комплекта из трех секционированных шарнирных полумуфт 28, 29, причем первая относится к головной части реактивных двигателей 6-8, вторая к балкам 30-32 с туннельными каналами (не показаны), которые связаны с магистралью пневмопутепровода 24, магистралью топливопутепровода 23, магистралью маслопутепровода 25 и магистралью электропутепровода 26.

Реактивные двигатели 6-8 расположены равноудаленно от центра тяжести самолета.

Каждый из трех реактивных двигателей 6-8 состоит из камеры-ресивера 33 конусообразной формы с шарнирной полумуфтой 28 снаружи, внутри камеры-ресивера 33 размещено фронтовое устройство 11 в виде перфорированного толстостенного рефлектора 34, снабженного в фокальной зоне комбинированной форсункой 35, которая закреплена в топливоподводящей трубке 36. В зоне форсунки установлена электросвеча (не показана). Топливоподводящая трубка 36, камера-ресивер 33 и электросвеча связаны с каналами-секциями шарнирной полумуфты 28 и шарнирной полумуфты 29, которые в свою очередь связаны с магистралью пневмопутепровода 24, магистралью топливопутепровода 23, магистралью электропутепровода 26.

Камера-ресивер 33 с корпусом 37, выполненным в форме цилиндра для каждого из реактивных двигателей 6-8 служат базовыми деталями при креплении фронтового устройства 11 и втулки 38, выполненной с внутренними лопастями винтообразной формы на объемном конфузорно-диффузорном профиле. На внешнем диаметре втулки 38 выполнены диаметральные карманы 39, шириной 35 50 мм и глубиной 0,8 1,2 мм, а в зоне карманов 39, в корпусе 37 выполнены воздухоподводящие каналы 40 с выходом в продольном направлении в камеру-ресивер 33.

Также на внешнем диаметре корпуса 37, в хвостовой его зоне на пилонах 41, равнорасположенных по диаметру, закреплен эжекционный патрубок 42 коаксиально корпусу 37, при этом его внутренняя поверхность имеет конфузорно-диффузорную форму.

Снаружи, в хвостовой зоне каждого из реактивных двигателей 6-8, корпус 37 кинематически посредством проушины 43 на этом корпусе, серьги 44 и оси 45 связан со штоком 46 гидроцилиндра 47, который закреплен шарнирно на плоскостях крыльев 2, 3 и хвостовой зоне фюзеляжа 1. Функционирование гидроцилиндра 47 связано с подводящей магистралью к нему - маслопутепровода 25.

Каждый из реактивных двигателей 6-8 в режиме маршевого полета закрыт створками-щитками 48, 49, формируя баллистическую капсулу (показаны условно).

Работа реактивных и турбореактивных двигателей самолета на предполетных и полетных режимах

В процессе запуска маршевых турбореактивных двигателей 4, 5, в каждом из них вступают в работу низконапорный компрессор 9 и высоконапорный компрессор 10 с одновременным обеспечением энергетическими компонентами фронтовых устройств 11 посредством магистралей топливопутепроводов 17, магистралей маслопутепроводов 18, магистралей пневмопутепроводов 16, при этом первоначальная подача электроэнергии осуществляется от стационарного аэродромного поста и в процессе набора оборотов, электропитание всех приборов и механизмов переходит на электропитание от электростанции (генератора) самолета. Пусковое топливо, поступая в комбинированную форсунку 35, воспламеняется запальной свечой. После разогрева перфорированного толстостенного рефлектора 34 фронтового устройства 11 проверяют на средних режимах работу исполнительных механизмов: гидроцилиндров 45 привода реактивных двигателей 6-8, промежуточных элементов 20-22; магистралей (по показаниям датчиков и приборов) пневмопутепроводов 16, 24; топливопутепроводов 17, 23; маслопутепроводов 18, 25.

Проверяют на малых и средних режимах работу реактивных двигателей 6-8, предварительно проверив полное раскрытие створок - щитков 46, 47 и приведенное в рабочее положение реактивных двигателей 6-8 гидроцилиндрами 45.

Показания приборов и датчиков выводятся на монитор бортовой мини-ЭВМ и в результате проверяется работа блока 27 контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления.

После полной проверки работы турбореактивных двигателей 4, 5, реактивных двигателей 6-8 и блока 27 контрольно-управляющей аппаратуры системы автоматического управления приступают к полетной проверке на режимах вертикального взлета, зависания, маршевого полета и последующей вертикальной посадки.

В процессе режима вертикального взлета и последующего зависания реактивные двигатели 6-8 продолжают работу с одновременным форсажем турбореактивных двигателей 4, 5, переходящих на режим маршевого полета в системе автоматического управления и после прохождения переходного аэродинамического процесса их работа отключается на углах 45 50° от первоначального рабочего положения.

Самолет предназначен для авианесущих кораблей, погранзастав, а также для показательных выступлений на авиасалонах в РФ, ближнем и дальнем зарубежье.