летательный аппарат

Формула изобретения

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, двигательную установку, системы управления, стабилизации и движения, систему управления пограничным слоем, устройство фиксации положения схода потока и взлетно-посадочное устройство, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен в виде крыла, состоящего из центральной дискообразной части, выполненной из двух сферических поверхностей, нижней с кривизной меньше, чем у верхней, неподвижно закрепленной на силовой раме и сопряженной с поверхностями носового вращающегося конуса, треугольными крыльями и кормовым дугообразным сектором, и верхней, которая также состоит из двух частей, верхней вращающейся сферической поверхности с установленными на ней лопастями центробежного воздушного компрессора и нижней неподвижной, жестко закрепленной на силовой раме и сопрягающей сферическую вращающуюся поверхность с носовым вращающимся конусом, треугольными крыльями, стабилизаторами и кормовым дугообразным сектором, кроме того, верхняя поверхность фюзеляжа снабжена щелевой поверхностью, которая, в свою очередь, состоит из двух поверхностей, неподвижной и поворотной щелевой, причем неподвижная соединена с верхней неподвижной так, что имеет зазор с вращающейся, перекрывая ее наполовину, а с верхней неподвижной образует в кормовом секторе напорную полость и сопряжена с ним, а поворотная щелевая поверхность снабжена поворотной осью, которая перпендикулярна продольной оси фюзеляжа и размещена на неподвижной в зоне кормового сектора, в котором выполнены наклонные сопловые отверстия, сообщающие напорную полость с внешней средой под кормовым сектором, который, кроме того, снабжен поворотным тормозным щитком, а двигательная установка выполнена из реактивных двигателей вертикального движения, установленных на силовой раме симметрично по кругу соплами вниз, и реактивных двигателей горизонтального движения, установленных на силовой раме в кормовом секторе равномерно и веерообразно плоскими соплами горизонтально, при этом выходные валы газовых турбин двигателей через обгонные муфты и редукторы соединены с центральным редуктором, выходной горизонтальный вал которого через повышающий редуктор соединен с носовым конусом, а на вертикальных выходных валах его установлены на верхнем верхняя вращающаяся сферическая поверхность и стартер-генератор, а на нижнем - маховик обратного вращения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к воздухоплаванию, а именно к летательным аппаратам, приспособленным для движения как в плотных слоях атмосферы, так и в безвоздушном пространстве и осуществляющим взлет и посадку на аэродромах любой категории.

Известен летательный аппарат (патент США №3126169 по кл. 244-12, 1964 г.) в форме крыла, в кормовой части верхней поверхности которого образованы отверстия для отсоса воздуха из пристенного течения. Отсос воздуха осуществляется двигателем с авиационным винтом, размещенным внутри крыла в наклонном канале, который открыт со стороны полости крыла и сообщен с внешней средой со стороны днища. При полете винт создает разрежение в полости крыла, воздух через отверстие отсасывается с кормовой части крыла и через наклонный канал выбрасывается в сторону кормы, создавая подъемную силу и обеспечивая горизонтальный полет.

Известны также летательные аппараты, содержащие фюзеляж в форме толстого крыла (патент США №3077321 по кл. 244-12, 1963 г.) малого удлинения с двумя боковыми стабилизирующими крыльями с размещенными на них двигателями, устройство управления пограничным слоем, систему формирования воздушной подушки, а такие средства управления движением и стабилизации.

Наиболее близким по своей технической сути к предлагаемому летательному аппарату является летательный аппарат по патенту Российской Федерации №2033945 по кл. В 64 С 39/10, 1992 г.

Этот летательный аппарат имеет фюзеляж в виде несущего крыла, выполненного из центрального цилиндрического сегмента, сопряженного с боковыми поверхностями сферической формы, в центральной части которого размещена двигательная установка из двух турбореактивных двигателей. Система управления пограничным слоем выполнена в виде полостей в кормовой части фюзеляжа, открытых со стороны внешнего течения, газоводов газовых магистралей, зон низкого и высокого давления, сообщенных с полостями вихревых ячеек, эжекторов, выполненных в виде каналов, соединяющих полости вихревых ячеек с проточной частью газодинамического тракта, входная часть которого выполнена в виде ресивера с диффузором, при этом тракт сообщен с областью разрежения через щели в верхней стенке ресивера, а источник низкого давления образован эжектором на входе и выходе турбореактивных двигателей силовой установки.

Устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа содержит средство разделения потоков с нижней и верхней поверхностей фюзеляжа, выполненное в виде плоских сопел турбореактивных двигателей, газовых рулей, стабилизаторов и дополнительной кормовой пластины.

Взлетно-посадочное устройство выполнено в виде воздушной подушки из выдвижных скегов, выполняющих роль бокового ограждения, и амортизирующих опор, газоводов, соединенных с щелевыми воздухозаборниками и вторым контуром турбореактивных двигателей и снабженных управляемыми заслонками.

Для управления по курсу и крену на коротких крыльях установлены блоки сопел, соединенных с газовым трактом высокого давления.

Однако у этого летательного аппарата относительно большие энергозатраты, обусловленные довольно развитой поверхностью газоводов и их большим газодинамическим сопротивлением.

Система управления пограничным слоем из-за наличия вихревых ячеек в кормовой части фюзеляжа и развитая сеть газовых каналов значительно усложняют конструкцию летательного аппарата, монтаж его в целом, технологию изготовления и производство аппарата.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка более экономичного летательного аппарата с более простой по конструкции системы управления пограничным слоем с большей управляемостью и маневренностью в полете при взлете и посадке.

Эта задача решается за счет того, что фюзеляж выполнен в виде крыла, состоящего из центральной дискообразной части из двух сферических поверхностей - верхней и нижней, с меньшей кривизной, чем у верхней, при этом верхняя также состоит из двух поверхностей, вращающейся, с установленными на ней лопастями центробежного компрессора, который осуществляет отсос пограничного слоя, и неподвижной закрепленной на силовой раме и сопрягающей вращающуюся сферическую поверхность с поверхностью вращающегося носового конуса, треугольными крыльями, стабилизаторами и кормовым дугообразным сектором, а нижняя сферическая поверхность жестко закреплена нижней части силовой рамы и также плавно сопряжена с носовым вращающимся конусом, треугольными крыльями и дугообразным кормовым сектором. Верхняя поверхность фюзеляжа снабжена поворотной щелевой поверхностью, ось поворота которой перпендикулярна продольной оси фюзеляжа и размещена на кормовом секторе.

Для фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа разделительная поверхность образована кормовыми дугообразными частями: верхней и нижней неподвижных сопрягающих поверхностей и поверхностями плоских сопел реактивных двигателей горизонтального движения.

Кормовой сектор снабжен наклонными сопловыми отверстиями, размещенными равномерно между двигателями кормового сектора, которые сообщают полость, образованную поворотной щелевой поверхностью и верхней дугообразной кормовой частью верхней неподвижной сопрягающей поверхностью, с внешней средой под кормовым отсеком, который дополнительно снабжен поворотным щитком.

Двигательная установка летательного аппарата выполнена из реактивных двигателей вертикального движения, установленных на силовой раме симметрична по кругу соплами вниз, и реактивных двигателей горизонтального движения с плоскими соплами, установленных на силовой раме в кормовом секторе равномерно и веерообразно, образуя с сопрягающими поверхностями дугообразную кормовую кромку. Выходные валы газовых турбин двигателей силовой установки через обгонные муфты и редукторы соединены с центральным редуктором, горизонтальный выходной вал которого через повышающий редуктор приводит во вращение носовой конус, а выходные вертикальные валы его вращают: верхний - верхнюю сферическую поверхность, а нижний - маховик обратного вращения.

Более простая по сравнению с прототипом система управления пограничным слоем не только упрощает конструкцию летательного аппарата, но и снижает энергетические затраты на ее работу.

На чертежах схематично изображены: на фиг.1 - общий вид летательного аппарата; на фиг.2 - вид спереди; на фиг.3 - размещение валов газовых турбин реактивных двигателей и связь их с центральным редуктором; на фиг.4 схематично показано вертикальное сечение аппарата по его продольной оси.

Предлагаемый летательный аппарат представляет собой фюзеляж в виде крыла, центральная часть которого имеет дискообразную форму и состоит из двух сферических поверхностей: нижней 1, с кривизной меньше, чем у верхней 2, неподвижно закрепленной на силовой раме 3 и сопрягающей ее с поверхностями вращающегося носового конуса 4, треугольными крыльями 5 и кормовым дугообразным сектором 6, и верхней 2, которая также состоит из двух поверхностей, верхней вращающейся сферической поверхности 7, с установленными на ней лопастями центробежного воздушного компрессора 8, нижней неподвижной, закрепленной жестко на силовой раме 3 и сопрягающей вращающуюся сферическую поверхность 7 с носовым вращающимся конусом 4, треугольными крыльями 5, стабилизаторами 10 и верхней поверхностью кормового дугообразного сектора 6. Верхняя поверхность 2 фюзеляжа снабжена щелевой поверхностью, которая, в свою очередь, состоит из двух поверхностей: неподвижной 11 и поворотной щелевой 12, причем неподвижная 11 соединена с верхней неподвижной поверхностью 9 фюзеляжа так, что с вращающейся поверхностью 7 имеет зазор и перекрывает, по крайней мере, половину ее, а с верхней неподвижной 9 образует напорную полость 13 в кормовом секторе 6 и сопряжена с ним. Поворотная щелевая поверхность 12 снабжена поворотной осью 14, которая перпендикулярна продольной оси фюзеляжа и размещена на неподвижной 11 в зоне кормового сектора 6, в котором выполнены наклонные сопловые отверстия 15, сообщающие напорную полость 13 с внешней средой под кормовым сектором 6 и размещенные равномерно. Нижняя поверхность кормового сектора 6 за сопловыми отверстиями 15 снабжена поворотным тормозным щитком 16. Устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа образовано сопряжением кормовых дугообразных частей неподвижных верхней 9 и нижней 1 поверхностей фюзеляжа с поверхностями плоских сопел реактивных двигателей горизонтального движения 17.

Крылья 5 и стабилизаторы 10 снабжены элементами управления движения, а на концах крыльев 5, кроме того, установлены поворотные реактивные двигатели 18 ориентации аппарата.

Двигательная установка летательного аппарата состоит из реактивных двигателей горизонтального движения 17 и реактивных двигателей вертикального движения 19. Двигатели горизонтального движения 17 закреплены на силовой раме 3 в кормовом секторе 6 равномерно и веерообразно плоскими соплами горизонтальна, а двигатели вертикального движения 19 закреплены на силовой раме 3 в нижней центральной части ее равномерно и симметрично по кругу соплами вниз. Выходные валы 20 газовых турбин двигателей через обгонные муфты и редуктора 21 соединены с центральным редуктором 22, выходной вал 23 которого через повышающий редуктор 24 соединен с носовым вращающимся конусом 4, а выходные вертикальные валы соединены: верхний вал 25 с вращающейся сферический поверхностью 7 и стартером-генератором 26, а нижний вал 27 с маховиком 28 обратного вращения. Топливо двигатели получают через центральный топливовоздухораспределитель 29 по топливным магистралям 30.

На борту летательного аппарата внутри фюзеляжа размещены необходимый запас топлива, система электроснабжения (в том числе и аккомуляторы 31...), системы жизнеобеспечения, в том числе может быть и система охлаждения носового конуса 4. Летательный аппарат снабжен взлетно-посадочным устройством, например колесным шасси 32.

Работает предлагаемый летательный аппарат следующим образом.

Перед взлетом пилот осуществляет запуск двигательной установки. Вращение от стартера-генератора 26 через верхний вертикальный вал 25 приводит во вращение верхнюю сферическую поверхность 7, при этом начинает работу центробежный воздушный компрессор 8. Нижний вертикальный вал 27 раскручивает маховик 28 обратного вращения. Центробежный компрессор 8 всасывает наружный воздух, тем самым обеспечивает отсос пограничного слоя с верхней поверхности фюзеляжа и через топливовоздухораспределитель 29 по топливным магистралям 30 подает к реактивным двигателям 17 и 19. После запуска и перехода которых в дежурный режим с минимальной тягой вращение от их газовых турбин через валы 20 и редуктор 21 21 передается на центральный редуктор 22. Стартер-генератор отключается и работает в режиме генератора. Летательный аппарат готов к взлету. Взлет может быть осуществлен в зависимости от необходимости разными вариантами.

Первый, когда пилот, увеличивая тягу двигателей вертикального движения 19, набирает необходимую высоту за счет вертикального движения и переводит летательный аппарат в режим горизонтального полета или полета с наберем высоты, увеличивая тягу двигателей горизонтального движения 17. При достижений необходимой скорости и высоты двигатели вертикального движения 19 переводят в дежурный режим.

Второй, когда пилот, не используя двигателей вертикального движения 19, за счет увеличения тяги двигателей горизонтального движения 17 осуществляет разбег с выдвинутой шелевой поверхностью 12 и опущенным щитком 16 сразу переходит в режим набора скорости и высоты, при этом кабрирующий момент регулируется обратными моментами от щитка 16 и реакции истечения воздуха через сопловые отверстия 15 из напорной полости 13. Набрав необходимую скорость и высоту, пилот щелевую поворотную поверхность 12 убирает.

Третий, когда пилот для сокращения разбега одновременно с увеличением тяги двигателей горизонтального движения 17 увеличивает тягу двигателей вертикального движения 19, при этом щелевая поверхность 12 и щиток 16 могут и не использоваться.

Осуществление полета в выбранном направлении может происходить как в плотных слоях, так и в разреженной атмосфере, так как двигатели двигательной установки могут использовать окислитель из воздуха от центробежного компрессора 8 и от бортовых запасов его. В разреженной атмосфере для изменения ориентации и направления движения пилот использует реактивные двигатели 18, установленные на крыльях 5.

В плотных слоях атмосферы вращение носового конуса 4 с относительно большой скоростью, отсос воздуха центробежным компресором 8 с верхней поверхности через щелевую поверхность 12 и наличие разделительной поверхности значительно улучшают аэродинамику летательного аппарата.

Наличие у предлагаемого летательного аппарата по сравнению с прототипом и аналогами двигателей вертикального движения 19, поворотной щелевой поверхности 12, тормозного щитка 16, сопловых отверстий 15 и поворотных реактивных двигателей 18 ориентации, установленных на концах крыльев 5 дополнительно к обычным элементам управления движением, значительно увеличивает маневренность летательного аппарата. Имея в распоряжении эти средства управления движением, пилот может осуществить торможение, зависание над объектом, что недоступно большинству существующих летательных аппаратов. Эта же особенность предлагаемого летательного аппарата позволяет осуществлять вход в плотные слои атмосферы и приземление, как и взлет, в разных вариантах.

Двигатели ориентации 18 обеспечивают возможность выбора угла входа. При больших скоростях входа у пилота есть возможность снизить скорость, используя кабрирование и торможение двигателями вертикального движения 19 с последующим переходом в нормальный полет.

Посадку (приземление), как и взет, предлагаемый летательный аппарат может осуществлять как обычный самолет без использования двигателей вертикального движения 19, вертикально без использования двигателей горизонтального движения 17, а также с использованием двигателей 19 и 17 с применением торможения, когда дополнительно используют выдвижение поворотной щелевой поверхности 12 и тормозной поворотный щиток 16.