самолет вертикального взлета и посадки

Формула изобретения

1. Самолет вертикального взлета и посадки - СВВП, состоящий из фюзеляжа, крыла, стабилизатора, компрессора с воздухозаборником и двигателя, отличающийся тем, что соосно продольной оси самолета расположен вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромок крыла и передней кромки стабилизатора, которые оснащены соплами щелевого типа, при этом сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде, а дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора.

2. Самолет - СВВП по п.1, отличающийся тем, что выходной конец вала компрессора оснащен воздушным винтом.

Описание изобретения к патенту

Самолет вертикального взлета и посадки - СВВП относится к классу Летательные аппараты - B64C 1/00, которые находят применение в палубной, санитарной авиации и там, где нет стационарных аэродромов.

Из патентной информации известны аналогичные примеры решения подобной задачи: Летательный аппарат вертикального взлета и посадки и центробежный воздушный двигатель вертикального взлета и посадки - RU (21) 2010119125/11; Самолет с рулевым двигателем - RU (21) 2009123483/11 (13) А; Крыло летательного аппарата - RU (11) 2436709 (13) C2; Способ управления пограничным слоем на передней поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления - RU (11) 2384465 (13) C1; Самолет с крылом повыщенной подъемной силы , оснащенный эжектором; Крыло самолета короткого взлета и посадки - RU (11) 2385261 (13) C1; КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА - RU (11) 2436709 (13) C2, которое принято в качестве прототипа.

Каждый из упомянутых аналогов содержит какой-то подобный признак, как в предлагаемом решении задачи. Например: вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель ; на задней кромке имеется выходная щель с закрылками с возможностью перекрытия ее подвижной заслонкой .Однако при помощи упомянутых признаков решаются только частные задачи. В предлагаемом решении задача решается полностью.

Цель достигается за счет того, что соосно продольной оси самолета расположены: вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера через дроссельные заслонки соединена через воздухопроводы, проходящие вдоль фюзеляжа, с воздухопроводами, проходящими вдоль передних кромок стреловидного крыла и стабилизатора и задней кромки крыла, оснащенных соплами щелевого типа, при этом сопла передних кромок стреловидного крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, а сопло воздухопровода задней кромки стреловидного крыла направлено вдоль хорды крыла, а дросельные заслонки, оснащенные электроприводами, увязаны в общую систему стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора, а выходная часть вала компрессора может быть использована для насадки воздушного винта.

Совокупность упомянутых признаков решает задачу вертикального взлета и посадки, и дает возможность использования воздушною винта для реактивно-винтовой тяги самолета; уменьшить массу самолета за счет замены шасси на более простое и безотказное устройство; существенно уменьшить расход топлива; снизить экологическую нагрузку; уменьшить шум самолета.

Работа мезанизмов.

Режим холостого хода.

Дизельный двигатель - 4 запускается от аккумулятора, воздух из воздухозаборника - 7 поступает в компрессор - 6, а из него в ресивер - 8, который сообщается с воздухопроводом - 11-12 крыла - 2 и воздухопроводом - 13 стабилизатора - 3, при этом дроссельные заслонки - 9-10 установлены электроприводом - 18 в нейтральное положение. Истечение воздуха происходит через сопла - 14 - 15 - 16 и противопомпажное устройство - 17.

Режим подъема.

Дроссельные заслонки запирают поступление воздушного потока к воздухопроводу - 12, запирается противопомпажное устройство - 17, двигатель - 4 выводится на форсированный режим работы и максимальную производительность компрессора - 6, воздушный поток направляется к дроссельным заслонками - 9-10, направляется к воздухопроводам - 11-13 и выходит из сопел - 14-15 по касательной к верхней обшивке крыла - 2 и стабилизатора - 3 - создается подъемная сила на стреловидном крыле - 2 и стабилизаторе - 3 - происходит отрыв самолета от опорной поверхности, при этом стабилизацию самолета в вертикальной плоскости осуществляет механизм стабилизации, состоящий из дроссельных заслонок - 9-10, оснащенных электромеханическим приводом - 18, работающих по программе на основе цифрового процессора.

Режим разгона.

Дроссельная заслонка - 9 постепенно переключает воздушный поток на воздухопровод - 12 крыла - 2, а дроссельная заслонка - 10 переключает воздушный поток с воздухопровода - 13 на воздухопровод - 12, воздушный поток, выходя из сопла - 16 воздухопровода - 12, создает реактивную силу тяги - начинается постепенный разгон самолета. После достижения скорости взлета-посадки дроссельные заслонки - 9-10 перекрывают полностью воздушный поток на воздухопровод - 11 и 13, и вся производительность компрессора - 6 направлена на создание реактивной тяги.

Версия самолета.

При оснащении выходного вала компрессора - 6 воздушным винтом - 19, самолет обретает тягу при помощи реактивной струи из сопла - 16 и винта - 19.

Режим посадки.

Посадка самолета осуществляется в обратной последовательности взлету. Торможение осуществляется при помощи тормозных парашютов и реверсом винта - 19.

При этом должно быть соблюдено условие: расход воздуха, входящего в компрессор, должен соответствовать расходу воздуха, выходящего из сопел

G_вх =G_вых,где - плотность воздуха,

F - площадь сечения.

С - скорость,

Sin - угол наклона лопаток входного направляющего аппарата,

Sin - угол наклона лопаток выходного направляющего аппарата,

G_вх= _вх·F_вх·C_вх·Sin - расход воздуха, прошедшего через входное устройство,

G_вых= _вых·C_вых·Sin - расход воздуха, прошедшего через выходное устройство.

Примечание: наддув двигателя осуществляется от своего воздухозаборника. При скорости до 600 км/час, что соответствует числу Маха М=0.5, степень повышения составит =1,2: при М=1, =1,9 давления.

Краткое описание чертежей

На прилагаемом чертеже изображено:

на фиг.1 - самолет вертикального взлета и посадки в плане, пунктирной линией изображен воздушный винт как версия самолета.

на фиг.2 - сечение А-А крыла;

на фиг.3 - сечение В-В стабилизатора;

на фиг.4 - узел 1, пунктирной линией изображен электромеханический привод дроссельной заслонки - 9;

на фиг.5 - узел 11, пунктирной линией изображен электромеханический привод дроссельной заслоки - 10.

УСТРОЙСТВО.

Самолет вертикального взлета и посадки состоит из: фюзеляжа - 1, крыла - 2, стабилизатора - 3, дизельного двигателя - 4, многоступенчатого компрессора - 6, мультипликатора - 5, воздухозаборника - 7, (с направляющим аппаратом), ресивера - 8, дроссельных заслонок - 9-10, воздухопроводов - 11-12-13, из них воздухопроводы - 11-13 оснащены сопловым аппаратом щелевого типа, направленным по касательной к верхней обшивке крыла - 2 и стабилизатора - 3, а воздухопровод - 12 оснащен сопловым аппаратом щелевого типа, направленным вдоль хорды крыла - 2 Ресивер - 8 оснащен противопомпажным устройством - 17, а дроссельные заслонки - 9-10 снабжены электромеханическим приводом - 18, совмещенным с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора.

По версии компрессор - 6 может быть оснащен воздушным винтом - 19.