транспортный гибридный летательный аппарат

Формула изобретения

Транспортный гибридный летательный аппарат, включающий корпус, силовую установку, хвостовое оперение, многоопорное шасси и гондолу, отличающийся тем, что летательный аппарат имеет корпус в виде надувного крыла малого удлинения сложной формы в плане и с переменным значением поперечного V-крыла по размаху, хвостовое оперение состоит из надувного вертикального киля, силовая установка упомянутого летательного аппарата выполнена по двухвекторной схеме и имеет двигатель-энергоузел, размещаемый внутри корпуса над гондолой, систему движителей, обеспечивающих взлет, посадку и маневрирование летательного аппарата и размещаемых в концевых сечениях корпуса упомянутого летательного аппарата, по крайней мере один или несколько движителей, обеспечивающих поступательное движение летательного аппарата в горизонтальной плоскости и размещаемых в кормовой части упомянутого летательного аппарата над корпусом, причем упомянутые движители получают энергию от двигателя-энергоузла, многоопорное шасси упомянутого летательного аппарата состоит из силового шасси, размещаемого на гондоле, и поддерживающего шасси, размещаемого на законцовках корпуса летательного аппарата, а гондола упомянутого летательного аппарата имеет кабину экипажа, транспортно-пассажирский и грузовой отсеки и крепится снизу к корпусу упомянутого летательного аппарата.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационным и аэростатическим транспортным системам для пассажиров и грузов.

Перевозка пассажиров и грузов по воздуху представляет собой сложную техническую задачу. В случае использования для этой цели самолетов требуется создание дорогостоящей и сложной наземной инфраструктуры, например аэродромов. Использование вертолетов ограничено габаритами полезной нагрузки, технической сложностью вертолета и стоимостными показателями его эксплуатации. Применение летательных аппаратов, использующих аэростатические принципы полета (дирижабли и воздушные шары), также представляет проблему с точки зрения габаритов самих летательных аппаратов и сложности их эксплуатации: балластирование газа при изменении массы полезной нагрузки.

Предшествующий уровень техники

Известен гибридный дирижабль [1], включающий корпус, гондолу, крылья с установленными на них двигателями с движителями и хвостовое оперение. Несущие свойства корпуса упомянутого дирижабля определяются объемом вытесняемого воздуха и замещением его легким газом. Крылья обеспечивают только размещение двигателей с движителями, балансировку и динамическую разгрузку корпуса большого удлинения. Такая конструкция не решает главной проблемы эксплуатации дирижаблей: балластирование при изменении массы полезной нагрузки.

Известен гибридный летательный аппарат [2], включающий надувное крыло, гондолу, силовую установку с четырьмя подъемными и одним толкающим винтами. Толкающий винт позволяет управлять вектором тяги. Кабина экипажа размещается в гондоле, а полезная нагрузка размещается в нижней части крыла снаружи. Крыло имеет симметричный профиль.

Основными недостатками, существенно ограничивающими возможности упомянутого ЛА [2], являются:

- сложность поперечной балансировки ЛА на взлетно-посадочных режимах;

- сильное подсасывающее действие струй подъемных движителей, приводящее к возникновению непарируемых и несимметричных поперечных моментов [3, стр.255];

- значительное уменьшение аэростатической составляющей из-за размещения большого количества устройств: силовой установки (генератора энергии) и подъемных движителей в центральной части крыла.

Известен гибридный летательный аппарат [4], включающий сплющенный корпус с внешней оболочкой и выемкой в корпусе, модуль полезной нагрузки, размещаемый в упомянутой выемке, шасси на воздушной подушке и силовую установку.

Однако такой летательный аппарат, несмотря на использование аэродинамической подъемной силы, имеет неудовлетворительные взлетно-посадочные характеристики, требует для размещения специальный аэродром и также не решает проблемы балластирования при изменении массы полезной нагрузки.

Задачей изобретения является разработка транспортного гибридного летательного аппарата, позволяющего достичь следующий технический результат: транспортировку полезной нагрузки - грузов и пассажиров со взлетом и посадкой на неподготовленные площадки, икслючение проблемы балластирования легкого газа при изменении массы полезной нагрузки.

Сущностью изобретения является транспортный гибридный летательный аппарат, включающий корпус, силовую установку, хвостовое оперение, многоопорное шасси и гондолу. Упомянутый летательный аппарат имеет корпус в виде надувного крыла малого удлинения, сложной формы в плане и с переменным значением поперечного V-крыла по размаху. Хвостовое оперение состоит из надувного вертикального киля с рулем направления. Силовая установка упомянутого летательного аппарата выполнена по двухвекторной схеме [5, стр.50] и имеет двигатель - энергоузел, размещаемый внутри корпуса над гондолой, систему движителей, обеспечивающих взлет, посадку и маневрирование летательного аппарата и размещаемых в концевых сечениях корпуса упомянутого летательного аппарата, по крайней мере один или несколько движителей, обеспечивающих поступательное движение летательного аппарата в горизонтальной плоскости и размещаемых в кормовой части упомянутого летательного аппарата над корпусом. Упомянутые движители получают энергию от двигателя - энергоузла. Многоопорное шасси упомянутого летательного аппарата состоит из силового шасси, размещаемого на гондоле, и поддерживающего шасси, размещаемого на законцовках корпуса летательного аппарата. Гондола упомянутого летательного аппарата имеет кабину экипажа, транспортно-пассажирский и грузовой отсеки и крепится снизу к корпусу упомянутого летательного аппарата.

Перечень фигур чертежей.

Фиг.1 - предлагаемый аппарат, вид сбоку;

Фиг.2 - то же, вид сверху;

Фиг.3 - то же, вид спереди;

Фиг.4 - то же, вид сбоку, разрез.

Транспортный гибридный летательный аппарат представляет собой надувной корпус 1, заполненный легким газом, в виде крыла с гондолой 2, прикрепленной к корпусу снизу (фиг.1). Корпус упомянутого летательного аппарата выполнен в виде надувного крыла малого удлинения, сложной формы в плане и с переменным значением поперечного V-крыла по размаху. Это обеспечивает снижение парусности при боковом обдуве потоком воздуха, поперечную устойчивость, компоновку составных частей ЛА, уменьшение газодинамического влияния подстилающей поверхности при вертикальных взлете и посадке и увеличение экранного эффекта при горизонтальном движении вблизи земной поверхности. Для обеспечения вертикальных взлета и посадки, управления по тангажу, крену и курсу, балансировки упомянутого ЛА на малых скоростях полета в концевых сечениях корпуса установлена система движителей 3 (фиг.1, 2). Такая установка движителей в сочетании с формой корпуса не только уменьшит влияние подсасывающего эффекта [3, стр.255], но и позволит создать дополнительную подъемную силу от нагнетания воздуха в пространство между нижней поверхностью корпуса и подстилающей земной поверхностью. Для обеспечения путевой устойчивости ЛА в кормовой части упомянутого ЛА установлено вертикальное оперение 4 с рулем направления. Поступательное движение упомянутого летательного аппарата обеспечивается установкой, по крайней мере, одного движителя 5 в кормовой части корпуса ЛА. Таким образом, силовая установка выполнена по двухвекторной схеме: при движении ЛА в вертикальной плоскости работают движители 3, установленные в концевых сечениях на корпуса 1. При поступательном движении в горизонтальной плоскости работают движители 5. На переходных участках полета от вертикального движения к горизонтальному работают все движители: 3 и 5. Однако тяга движителей 3 зависит от скорости поступательного движения в горизонтальной плоскости: чем выше скорость, тем меньше тяга движителей 3 вплоть до их полного отключения. Это позволяет обеспечить высокую топливную экономичность. Для обеспечения балансировки упомянутого ЛА в горизонтальном полете и управления по крену на задних кромках корпуса 1 (фиг.2) установлены рулевые поверхности 6. В передней кромке центральной части корпуса 1 (фиг.3) имеется воздухозаборник 7 (фиг.3, 4) для двигателя - энергоузла 10 (фиг.4), обеспечивающего энергией движители 3 и 5 и другие бортовые потребители. Упомянутый двигатель - энергоузел 10 (фиг.4) устанавливается в корпусе ЛА на гондолой 2, что облегчает доступ к нему, его обслуживание и ремонт. Шасси упомянутого ЛА выполнено многоопорным. С целью снижения его массы и уменьшения нагрузки на силовую конструкцию ЛА силовое шасси 9 (фиг.3) установлено на гондолу, а в концевых сечениях корпуса устанавливается поддерживающее шасси 8. Гондола 2 (фиг.1) упомянутого ЛА разделена на отсеки и имеет кабину экипажа 11 (фиг.4), транспортно - пассажирский 12 и грузовой 13 отсеки.

Полет упомянутого летательного аппарата происходит под воздействием аэродинамической, аэростатической подъемной сил, вертикальной и горизонтальной составляющих тяги силовой установки ЛА. Величина аэростатической силы подбирается таким образом, чтобы при отсутствии тяги силовой установки и скорости полета ее величина соответствовала массе конструкции упомянутого ЛА без полезной нагрузки. Недостающая часть вертикальной силы для вертикальных взлета или посадки компенсируется вертикальной составляющей тяги силовой установки от движителей 3 (фиг.2). В горизонтальном полете при отключенных движителях 3 недостающая часть вертикальной силы для обеспечения горизонтального полета компенсируется аэродинамической подъемной силой корпуса 1 (фиг.1). Таким образом обеспечивается достижение технического результата: транспортировка полезной нагрузки - грузов и пассажиров со взлетом и посадкой на неподготовленные площадки и исключение проблемы балластирования легкого газа при изменении массы полезной нагрузки.

Источники информации

1. "OHIO". Dynalifter. Jane's All the World's Aircraft 2004-2005. Jane's Information Group Inc. USA, 2004.

2. AMSAT MAHTHA X001. Jane's All the World's Aircraft 2004-2005. Jane's Information Group Inc. USA, 2004.

3. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. - М.: Машиностроение, 1972 г., с.284., ил.

4. Патент RU 2264315 C2, кл. B60V 3/08, В64С 1/00.

5. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки: Пер. с нем. М.: Мир, 1985. - 376 с., ил.