единая технология эксплуатации и производства транспортных средств "максинио": безаэродромный самолет (варианты), турбовинтовентиляторный двигатель, крыло (варианты), способ создания подъемной силы и способ работы турбовинтовентиляторного двигателя

Формула изобретения

1. Безаэродромный самолет, состоящий из фюзеляжа с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, турбовинтового двигателя, несущих плоскостей, систем управления, топливной, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, отличающийся тем, что он снабжен установленными на боковых сторонах фюзеляжа несущими устройствами, состоящими из корневой части самолетного поперечного крыла с вентилятором двигателя перед передней кромкой его на носовой части фюзеляжа и расположенных за ним несущих плоскостей, расположенных с возможностью взаимодействия с воздушным потоком от винта и одним, по крайней мере, рядом несущих плоскостей на верхней или нижней стороне, расположенными по длине фюзеляжа, с укрепленной на торце корневой части концом продольной балкой, задний конец которой соединен с концом поперечной балки, закрепленной на хвостовой части фюзеляжа, при этом на продольной балке и соответствующей стороне фюзеляжа установлены концы несущих плоскостей, а на половинках поперечных балок установлены задние рули тангажа, на задних концах боковых сторон фюзеляжа установлены на кронштейнах задние рули курса, при этом рули выполнены с возможностью их отклонения в режим торможения, а концевые кромки рулей снабжены отверстиями для струйных рулей, при этом каждый ряд несущих поверхностей на верхней или нижней стенке, по крайней мере, и продольная часть несущих устройств каждой боковой стенки и корневых частей самолетного крыла выполнены с суммарной площадью несущих плоскостей, равной суммарной площади несущих плоскостей самолета аналогичной грузоподъемности.

2. Безаэродромный самолет по п.1, отличающийся тем, что дополнительно к несущим устройствам на боковых сторонах фюзеляжа на верхнем секторе (стенке) установлен ряд секторных или прямолинейных несущих плоскостей, а, по крайней мере, передний и задний прямолинейные из них снабжены рулями тангажа.

3. Безаэродромный самолет, состоящий из фюзеляжа с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, турбовентляторного двигателя, несущих плоскостей, систем управления, топливной, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, отличающийся тем, что боковые стороны фюзеляжа снабжены верхней и нижней парами консольных прямолинейных несущих плоскостей с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей.

4. Турбовинтовентиляторный двигатель, состоящий из расположенного в передней части гондолы двухвинтового вентилятора с противоположно вращающимися винтами от трехступенчатой свободной турбины двигателя через планетарный редуктор, двухкаскадного компрессора, одноступенчатых турбин высокого и среднего давления, вращающих соответственно роторы компрессоров высокого и низкого давления, отличающийся тем, что он выполнен с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхности обечайки винтовентилятора, проточный канал компрессоров выполнен с конфузорными участками проставок направляющих аппаратов и диффузорными внутренними поверхностями проставок рабочих колес, а рабочие колеса роторов компрессоров выполнены групповыми - с двумя или тремя ободами для установки комплектов лопаток соответствующей ступени компрессоров на одном диске и его ободах.

5. Турбовинтовентиляторный двигатель по п.4, отличающийся тем, что каждый направляющий аппарат компрессоров низкого и высокого давления имеет проставку с конфузорным участком внутренней поверхности ее от торца переднего фланца до плоскости расположения передних кромок лопаток аппарата, до середины направляющих лопаток или до плоскости расположения задних кромок лопаток, с плавным переходом конфузорной поверхности в диффузорную на оставшейся ширине проставки направляющего аппарата, при этом внутренняя поверхность каждой проставки рабочих колес выполнена диффузорной, и соответственно ее наклону выполнены концы лопаток рабочих колес компрессоров.

6. Турбовинтовентиляторный двигатель по п.4, отличающийся тем, что конец каждой лопатки винтовентилятора и противолежащая концу внутренняя диффузорная поверхность проставки рабочих колес компрессора высокого давления выполнены с углом наклона, большим угла наклона их у рабочих колес компрессора низкого давления на 0,5-1°.

7. Турбовинтовентиляторный двигатель по п.4, отличающийся тем, что дополнительно к профилированию внешних проставок аналогичные конфузорные участки выполнены на внутренней проставке направляющих аппаратов, а с диффузорными участками выполнены торцы ободов и дисков рабочих колес с торцами замковой части лопаток.

8. Крыло безаэродромного самолета, содержащее комплект несущих плоскостей или полуплоскостей, каждая из которых выполнена из обшивки на силовом наборе из лонжерона, стрингера и нервюр, а комплект установлен на фюзеляже под углом атаки и имеет суммарную площадь несущих поверхностей, способную создать подъемную силу, превышающую взлетный вес самолета, отличающееся тем, что каждая несущая часть на боковых сторонах фюзеляжа выполнена из корневой поперечной полуплоскости на носовой части его, среднерасположенной на боковой стенке с гондолой в середине полуплоскости, верхне- или нижнерасположенной с пилоном в середине ее для гондолы, за каждой полуплоскостью расположено, по крайней мере, один комплект консольных секторной формы или спаренные комплекты прямолинейных несущих плоскостей, расположенных с возможностью обдува воздушным потоком от винтов вентилятора (винтовентилятора), а также, по крайней мере, один ряд несущих плоскостей, расположенных на верхней стенке фюзеляжа.

9. Крыло безаэродромного самолета по п.8, отличающееся тем, что верхнерасположенные части полуплоскости поперечного крыла выполнены с пилоном на нижней стороне их, а нижнерасположенные - с пилоном на верхней стороне и с гондолой на конце пилона, а продольная часть боковой части выполнена из верхнего и нижнего набора консольных плоскостей с секторной частью, суммарная площадь несущих поверхностей каждого набора равна суммарной площади корневых частей крыла и хвостового оперения самолета аналогичного класса, при этом длину хорды, кривизну несущих поверхностей, а также число комплектов и фрагментов в комплектах определяют при проектировании из условия создания подъемной силы самолета, равной расчетному полетному весу на максимальную дальность полета, начиная с режимов работы двигателей с 0,5-0,7 номинального до номинального с учетом скорости потока обдува его плоскостей.

10. Крыло безаэродромного самолета, содержащее комплект несущих плоскостей, каждая из которых выполнена из обшивки на силовом наборе, лонжерона на передней кромке, стрингера на задней, соединенных с нервюрами, имеющими форму поперечного сечения крыла для взаимодействия с воздушной средой, и отверстия на фюзеляжном конце кронштейнов соединения упомянутых плоскостей с фюзеляжем, отличающееся тем, что каждый конец упомянутых кронштейнов снабжен передним или верхним отверстием для фиксирования переднего конца последующей несущей плоскости и задним или нижним отверстием для фиксирования заднего конца предыдущей несущей плоскости, кроме кронштейнов передней кромки первого и задней кромки задней несущей плоскости, располагающихся на боковых стенках фюзеляжа, а у несущих плоскостей на верхней или нижней стенке крепежные отверстия выполнены на их концах.

11. Крыло безаэродромного самолета по п.10, отличающееся тем, что его несущие плоскости выполнены из конструкционного синтетического материала с крепежными отверстиями на концах их армирующих металлических элементов.

12. Способ работы турбовинтовентиляторного двигателя, включающий разделение воздушного потока на потоки первого и второго контуров с ускорением потоков, сжатие воздуха первого контура в компрессоре, подвод топлива в камеру сгорания и сжигание его для образования ускоренного газовоздушного потока, отбор энергии газовоздушного потока в турбинах высокого и низкого давления для вращения компрессоров и планетарного редуктора от свободной турбины через редуктор второй ступени винтовентилятора, отличающийся тем, что воздушный поток ускоряют в первом контуре внутренними диффузорными поверхностями проставок и концами лопаток рабочих колес компрессоров с изменением направления их перемещения на осевое.

13. Способ создания подъемной силы безаэродромного самолета, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение самолета с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой, отличающийся тем, что для подъема на безопасную высоту и опускания с нее на плановую или выбранную точку касания используют подъемную силу от обдува несущих поверхностей воздушными потоками от винтов двигателей независимо от горизонтального перемещения самолета, при планировании с эшелона полета на безопасную высоту устанавливают одновременно в рабочее положение для уменьшения скорости полета до нулевого значения над точкой касания рули самолета или включают реверсы, а в наборе высоты до заданного эшелона и полет на нем выполняют на режиме работы двигателей с учетом подъемной силы, создаваемой верхним набором несущих поверхностей и боковых несущих поверхностей и поперечных частей крыла от обдува их вентиляторными потоками и от скоростного взаимодействия их с воздушной средой, при этом скорость вертикального перемещения с точки касания и на нее регулируют оборотами двигателей.

Описание изобретения к патенту

Изобретения относятся к единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов, преимущественно к эксплуатации и производству продукции машиностроительных отраслей - авиастроения, двигателестроения, автостроения и судостроения, преимущественно к эксплуатации и конструкции безаэродромных самолетов с турбовентиляторными двигателями на несущих плоскостях, имеющих возможность осуществления самолетного (горизонтального) и вертолетного (вертикального) режима полета.

Немногочисленные компоновки известных СВВП (самолетов вертикального взлета-посадки) снабжены подъемными двигателями для вертикального перемещения на взлете-посадке и подъемно-маршевыми для горизонтального.

Два подъемных двигателя РД-41 у ЯК-141 расположены вертикально за кабиной пилота, подъемно-маршевый двигатель Р-79-300 имеет систему отбора воздуха от двигателя с магистралями подвоза его к струйным рулям и поворотное сопло с форсажным режимом работы.

Двигатель РД-36-35 СВВП ЯК-38 снабжен топливным насосом, расположенным в коке с вращением от вала ротора.

Более совершенным считается подъемно-маршевый двигатель фирмы Роллс-Ройс серии Пегасус. Последняя модификация его 11-61 (F402-RR-408) с цифровой системой управления и двумя парами поворотных сопел. Поток газов из передней пары сопел обтекает крыло с закрылками в вертикальном полете для создания дополнительной тяги (http://otol.boom.ru/engR-79/index.html).

Основным недостатком этих СВВП является совершенно недостаточная полезная нагрузка, не выходящая за интервал 500-1500 кг. Кроме того, наличие передних и задних пар поворотных сопел и дополнительное усилие тяги от обтекания крыла усиливает и негативное воздействие реактивной струи даже на металлическую поверхность корабля и тем более на грунтовую поверхность аэродрома.

Используемый на ТУ-154 турбовентиляторный двигатель НК-8-2У имеет двухступенчатый вентилятор в общей гондоле с газогенератором. На верхнем конце гондолы винтовентиляторных двигателей установлены многолопастные винты противоположного вращения от турбины газогенератора через дифференциальный редуктор. Степень двухконтурности двигателя сверхвысокая и эффективность увеличена кольцевым обтекателем с цилиндрической внутренней поверхностью его (http://kurs3.as-club./ru/aero/html/kurs_80_html).

Известен вентилятор турбовентиляторного двигателя НК-8-2У, описанный в «Дополнении к техническому описанию двигателя НК-8-2 82У.000.501ДД. Турбовентиляторный двигатель НК-8-2У», стр.33, рис.11. Вентилятор состоит из входного направляющего аппарата на входе в двигатель с коком на его ступице и направляющими аппаратами между колесами I и II ступени, образующими ротор вентилятора, являющийся частью ротора компрессора низкого давления. Недостатком этого вентилятора является низкая двухконтурность его.

Комплект несущих плоскостей известных в науке и выпускаемых промышленностью самолетов состоит из одного, по крайней мере, крыла и двух полуплоскостей или одной плоскости хвостового оперения.

По а.с. СССР № 467570, B64C 3/18 за 1984 год известно крыло летательного аппарата, выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров.

Комплект несущих плоскостей летательного аппарата схемы «утка», описанный в пат. РФ № 2000251, B64C 39/12 за 1992 год, состоит из двух полуплоскостей монокрыла, соединенных центропланом с фюзеляжем, двух полуплоскостей хвостового оперения и переднего горизонтального оперения бипланной схемы. Все известные несущие плоскости и комплекты их способны создавать подъемную силу только в скоростном взаимодействии аппарата с воздушной средой.

Усилитель тяги по патенту 2344308, F02K 7/04 за 2006 г. имеет полый обтекатель полусферической формы. Внутренняя поверхность носовой части обтекателя с одним, по крайней мере, экраном для изменения направления эжектируемого потока на противоположное.

Изменение направления потока на противоположное связано с возникновением энергетических потерь.

По патенту 2375601, F02K 7/04 за 2006 г. известен способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания, включающий смешивание горючего с воздухом и сжигание смеси в резонаторе, сжатое топливо испаряют в теплообменниках. Смешивают пары топлива с воздухом в смесительной камере для детонационного сгорания, для чего подают туда их тепловым двигателем с электростартером и генератором.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому самолету является самолет, описанный в патенте 2349505. Он состоит из фюзеляжа с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовых установок с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущих поверхностей, воздушно-стартовой установки и систем управления, топливной, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления.

Наиболее близким по технической сути к заявляемой силовой установке является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) НК-93, состоящий из закапотированного винтовентилятора и газогенератора. Ступень вентилятора, вращающаяся по часовой стрелке от планетарного редуктора с семью сателлитами, потребляет 40% мощности и имеет 8 лопастей, а вращающаяся против часовой стрелки с 10 лопастями потребляет 60 процентов. Лопатки саблевидные с углом стреловидности 30° изготовлены из магния или из эпоксидного графитопластика.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому блоку фрагментных крыльев является коробка крыльев самолета «Илья Муромец» (http://aeroplan.boom.ru/shavrov/sh_cont.htm). Она состоит из верхнего и нижнего разъемных по размаху крыльев разного удлинения, соединенных между собой вертикальными связями. Семь секций верхнего и четыре нижнего выполнены из обшивки на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней, соединенных с нервюрами, имеющими форму поперечного сечения крыла для взаимодействия с воздушной средой и состыкованными друг с другом. С фюзеляжем при этом жестко соединены центральные секции каждого крыла.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому фрагменту крыла является крыло летательного аппарата по а.с. СССР № 467570, B64C 3/18 за 1984 г., выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров.

Наиболее близкой по технической сути к заявленной является обечайка двигателя НК-93, состоящая из набора нервюр, укрепленных на входном направляющем аппарате и закрепленных на них внешней и внутренней оболочек.

Недостатком обечайки является выполнение внутренней поверхности ее цилиндрической и соответственных ей концов лопастей винтов.

Наиболее близким по технической сути к заявленному способу является способ эжекторного усиления тяги двигателя летательного аппарата, содержащий смешение эжектируемого газа из окружающей среды в камере смешения с выбросом смеси в окружающую среду в направлении движения летательного аппарата и изменения направления потока на противоположное в полом обтекателе, прикрепленном к кожуху двигателя, камеры смешения и/или элементам конструкции аппарата (см. патент РФ 2344308, F02K 7/00 за 2006 г.).

Наиболее близким по технической сути к заявленному способу создания подъемной силы является способ, описанный в пат. РФ № 2002671, B64C 9/00 за 1991 год. Он состоит из формирования ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно с изменением при этом направления вектора тяги.

Изобретения решают задачи унификации технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов за счет исключения необходимости эксплуатации и производства неэкономичных вертолетов, самолетов и обеспечения безопасности авиаперевозок и полетов без дорогостоящей в производстве и неэкономичной в эксплуатации инфраструктуры авиаперевозок с одновременным снижением номенклатуры авиатехники, себестоимости и увеличением комфортности, безопасности и объемов перевозок и полетов с улучшением условий труда летного состава.

Суть изобретений состоит в том, что безаэродромный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовые установки с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущие поверхности, воздушно-стартовую установку и системы управления - топливную, кондиционирования, и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, снабжен комбинированными крыльями на боковых сторонах фюзеляжа из корневой части поперечного крыла на носовой части его и примыкающей к нему продольной части с обечайками вентилятора (винтовентилятора) перед передней кромкой полуплоскостей поперечного крыла, с расположением продольных частей в вентиляторном воздушном потоке и с одним, по крайней мере, фрагментным крылом на верхней и/или нижней стороне фюзеляжа, не расположенным в вентиляторном воздушном потоке, с укрепленной на торце корневой части продольной балкой, задние концы каждой из которых соединены с концами хвостовой поперечной балки, закрепленной на хвостовой части фюзеляжа, при этом на продольной балке и соответствующей стороне фюзеляжа установлено фрагментное крыло или набор фрагментов с секторной частью или прямолинейных, а на половинках поперечных балок установлены задние рули тангажа, на задних концах боковых сторон фюзеляжа установлены посредством кронштейнов задние рули курса, рули выполнены с возможностью отклонения рулей курса и тангажа в режим торможения, и концы эти снабжены отверстиями для струйных рулей, при этом фрагментное крыло, по крайней мере, и продольная часть каждого комбинированного крыла выполнена с суммарной площадью несущих поверхностей фрагментов, равной суммарной площади самолетного поперечного крыла самолета аналогичного класса.

Безаэродромный самолет, у которого дополнительно к комбинированным крыльям на боковых сторонах фюзеляжа установлено на верхней стороне фрагментное крыло секторных или прямолинейных, по крайней мере, - переднего и заднего несущих фрагментов, из которых прямолинейные передний и задний фрагменты снабжены рулями тангажа.

Безаэродромный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовые установки с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущие поверхности, воздушно-стартовую установку и системы управления, топливную, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, у которого боковые стороны фюзеляжа снабжены верхней и нижней парами консольных прямолинейных фрагментов с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей.

Турбовинтовентиляторный двигатель состоит из закапотированного двухвинтового винтовентилятора с противоположно вращающимися винтами от трехступенчатой свободной турбины двигателя через планетарный редуктор, двухкаскадного компрессора, одноступенчатых турбин высокого и среднего давления, соответственно вращающих компрессоры высокого и низкого давления, расположенная перед передней кромкой поперечной части крыла обечайка винтовентилятора выполнена с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью, проточный канал компрессоров выполнен с конфузорными участками проставок направляющих аппаратов и диффузорными внутренними поверхностями проставок рабочих колес, а рабочие колеса роторов компрессоров выполнены групповыми - с двумя или тремя ободами для установки комплекта лопаток соответствующей ступени компрессора на одном диске и его ободах.

Турбовинтовентиляторный двигатель, каждый направляющий аппарат компрессоров низкого и высокого давления которого имеет проставку с конфузорным участком внутренней поверхности ее от торца переднего фланца до плоскости расположения передних кромок лопаток аппарата, до середины направляющих лопаток или до плоскости расположения задних кромок лопаток с плавным переходом конфузорной поверхности в диффузорную на оставшейся ширине проставки направляющего аппарата, при этом внутренняя поверхность каждой проставки рабочих колес выполнена диффузорной и соответственно ее наклону выполнены концы лопаток рабочих колес компрессоров.

Турбовинтовентиляторный двигатель, конец каждой лопатки винтовентилятора и противолежащая концу внутренняя диффузорная поверхность проставки рабочих колес компрессора высокого давления выполнены с углом наклона, большим угла наклона их у рабочих колес компрессора низкого давления на 0,5-1 градус.

Турбовинтовентиляторный двигатель, у которого дополнительно к профилированию внешних проставок аналогичные конфузорные участки выполнены на внутренней проставке направляющих аппаратов и диффузорными выполнены торцы ободов и дисков рабочих колес с торцами замковой части лопаток.

Комбинированное крыло самолета, содержащее одно, по крайней мере, фрагментное крыло или набор комплектов фрагментов, боковые несущие системы с вентилятором (винтовентилятором), капотированным обечайкой с диаметром, равным длине консольных фрагментов с суммарной площадью одного, по крайней мере, фрагментного крыла или комплекта консольных фрагментов, равна суммарной площади поперечного крыла и хвостового оперения самолета аналогичного класса, а каждое комбинированное крыло выполнено из корневой поперечной полуплоскости на переднем конце фюзеляжа, среднерасположенной на боковой стороне с мотогондолой в середине полуплоскости, верхне- или нижнерасположенной с пилоном в середине ее для мотогондолы, за каждой полуплоскостью расположено, по крайней мере, одно фрагментное крыло и/или комплект консольных секторной формы фрагментов или пары комплектов прямолинейных фрагментов, расположенных в воздушном потоке от винтов вентилятора (винтовентилятора), а также одно, по крайней мере, фрагментное крыло, расположенное не в потоке от вентилятора (винтовентилятора).

Комбинированное крыло самолета с верхнерасположенными полуплоскостями поперечного крыла имеют пилон на нижней стороне их, а нижнерасположенные - с пилоном на верхней стороне и с мотогондолой на конце пилонов, а продольная часть комбинированного крыла выполнена из верхнего и нижнего набора консольных фрагментов с секторной частью, суммарная площадь несущих поверхностей каждого из них равна суммарной площади поперечного крыла и хвостового оперения самолета аналогичной грузоподъемности, при этом длину хорды, кривизну несущих поверхностей, а также число комплектов и фрагментов в комплектах определяют при проектировании из условия создания подъемной силы самолета, равной расчетному полетному весу на максимальную дальность полета, начиная с режимов работы двигателей с 0,5-0,7 ном до номинального с учетом скоростей потока обдува фрагментов его.

Фрагментное крыло самолета, содержащее набор несущих поверхностей, каждая из которых выполнена из обшивки на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней, соединенных с нервюрами, имеющими форму поперечного сечения крыла для взаимодействия с воздушной средой и отверстия на фюзеляжном конце кронштейнов соединения крыла с фюзеляжем, каждый фрагментный конец кронштейнов его снабжен отверстием передним или верхним для фиксирования переднего конца последующего фрагмента и задним или нижним отверстием для фиксирования заднего конца предыдущего фрагмента, кроме кронштейнов передней кромки первого и задней кромки последнего фрагмента крыла, имеющих по одному отверстию на передней кромке переднего кронштейна и на задней кромке у заднего фрагмента крыла, не расположенного в потоке, а у расположенного в вентиляторном потоке крыла каждый фрагмент имеет крепежные отверстия на концах фрагмента.

Фрагментное крыло самолета с фрагментами из конструкционного синтетического материала выполнено с крепежными отверстиями на концах его армирующих металлических элементов.

Обечайка винтовентилятора содержит входной кок, соединенный с внешней и внутренней оболочками, укрепленными на каркасе из набора нервюр, соединенных с направляющим аппаратом, укрепленным на пилоне, а каждая внутренняя сторона нервюр выполнена с участками, обеспечивающими конфузорную и диффузорные внутренние поверхности внутренней оболочки, при этом конфузорная часть располагается от торца до плоскости расположения передней кромки лопастей первого винта с плавным переходом ее в диффузорную поверхность с углом наклона, соответствующим углу наклона торца лопастей винтов с плавным сопряжением второй диффузорной поверхности и концевой цилиндрической поверхности.

Способ работы турбовинтовентиляторного двигателя включает разделение в вентиляторе воздушного потока на потоки первого и второго контура с ускорением потоков капотированием винтов винтовентилятора, сжатие воздуха первого контура в компрессоре, подвод топлива в камеру сгорания и сжигание его для образования ускоренного газовоздушного потока, отбор энергии газовоздушного потока в турбинах высокого и низкого давления для вращения компрессоров и планетарного редуктора от свободной турбины через редуктор второго винта винтовентилятора, при этом воздушный поток второго контура ускоряют посредством взаимодействия радиально перемещающихся масс потока с профилированными внутренними участками обечайки и концами лопаток винтовентилятора, а первого контура - внутренней поверхностью проставок и концов лопаток рабочих колес компрессоров для изменения направления радиально перемещающихся частей воздушного потока на осевое.

Способ создания подъемной силы самолета, по которому формируют ускоренный поток текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно с изменением при этом направления вектора тяги, для подъема на безопасную высоту с точки касания на стоянке при взлете с исключением горизонтального перемещения включением каждого реверса в режим зависания и/или торможения колес шасси и при спускании с безопасной высоты в режиме зависания на экстренно выбранную или плановую точку касания, при посадке подъемную силу самолета создают посредством обдува вентиляторными воздушными потоками комбинированных крыльев, при наборе высоты с безопасной до высоты эшелона полета к подъемной силе комбинированных крыльев от вентиляторных потоков добавляется подъемная сила от скоростного взаимодействия с воздушной средой комбинированных крыльев и одного, по крайней мере, фрагментного крыла, а при планировании с эшелона к точке касания до безопасной высоты уменьшают подъемную силу от скоростного взаимодействия их с воздушной средой посредством включения рулей тангажа, курса и реверса в режим торможения с автоматической перекладкой створок в режим зависания, пропорциональной уменьшению скорости планирования до зависания над точкой касания, а после зависания над точкой касания регулируют величину подъемной силы оборотами двигателей и соответственно скоростью обтекания комбинированных крыльев вентиляторными потоками для управления скоростью вертикального перемещения к точке касания на стоянке.

Включение в компоновку самолета несущей системы из комбинированных и фрагментных крыльев обеспечивает создание многократно увеличенной подъемной силы, не связанной с огромной и опасной на посадке и взлете горизонтальной скоростью и практически гарантированную безопасность. За счет того что в самолетной компоновке возможно практически неограниченное увеличение площади несущих поверхностей и при этом стоимость производства ее меньше стоимости самолетов, а практически безграничное улучшение комфортности и увеличение объемов перевозок также связано с трудно представляемым снижением затрат на создание и эксплуатацию инфраструктуры авиаперевозок и полетов.

К тому же резко снижается роль человеческого фактора в обеспечении безопасности полетов - влияние его в штатных полетах и экстремальных ситуациях приближается к нулю.

На фиг.1 изображен вид сбоку на заявленный самолет, на фиг.2 - вид в плане не него, на фиг.3 - вид спереди (по стрелке А) и на фиг.4 - вид сзади (по стрелке Б на самолет с секторными несущими плоскостями на боковых стенках). На фиг.5 - соответственно на боковую стенку с парами прямолинейных несущих плоскостей. На фиг.6 - структурная схема турбовинтовентиляторного двигателя. На фиг.7 - фрагмент профилированного проточного канала компрессора со схематичным изображением групповых рабочих колес (с тремя ступенями на каждом диске) и на фиг.8 - траектория полета самолета на взлете (левая часть) и на посадке (правая часть).

Самолет на фиг.1 состоит из фюзеляжа 1 с обечайкой 2 винтовентилятора перед корневой частью поперечного крыла 3 (фиг.2, 3) на валу турбовинтовентиляторных двигателей 4 с реверсом тяги 5, установленных в середине каждой полуплоскости 3. Пассажирский или грузовой салон с кабиной экипажа условно не показаны. На торце каждой полуплоскости 3 закреплены передние концы продольных балок 6, с задними концами которых соединены концы задних поперечных балок 7 с закрепленной на верхней стороне фюзеляжа серединой балки или вторым концом ее на соответствующей боковой стенке фюзеляжа.

Между каждой продольной балкой 6 и соответствующей стороной фюзеляжа установлен верхний 8 или/и нижний 9 комплект несущих плоскостей. На хвостовой части фюзеляжа установлены на кронштейнах рули курса 10 и тангажа 11. На верхней стенке - комплект несущих плоскостей 12 кронштейнами 13.

Верхние 8 и нижние 9 (фиг.4) фрагменты продольной части комбинированных крыльев выполнены секторными для обеспечения их долговечности с учетом зоны высокотемпературной газовой струи из сопла двигателя.

Отверстия струйных рулей, ниша и стойки шасси без амортизации с колесами тележек на пневматиках низкого давления условно не показаны.

Возможно выполнение самолета с прямолинейными в верхней 14 и нижней 15 паре комплектов консольных фрагментов (фиг.5).

Турбовинтовентиляторный двигатель 4 на фиг.6 состоит из винтовентилятора 2, два многолопастных винта противоположного вращения которого вращаются от турбокомпрессора 16, причем второй винт связан с турбиной через дифференциальный редуктор 17. А обечайка 2 винтовентилятора его выполнена с профилированной внутренней поверхностью из конфузорного 18 и диффузорных участков 19 (фиг.6). Аналогичным образом спрофилирован проточный канал компрессоров, по крайней мере.

Диффузорные поверхности 20 проставок рабочих колес и конфузорные участки 21 направляющих аппаратов компрессоров плавно сопряжены друг с другом (фиг.7). Показанный на фиг.7 девятиступенчатый компрессор имеет три диска 22 вместо девяти с тремя комплектами лопаток 23 на каждом из них. Вариантом компрессоров может быть компоновка с двухкомплектными дисками или комбинированная с двух- и трехкомплектными рабочими колесами.

Работает турбовинтовентиляторный двигатель следующим образом.

Пример 1

С момента начала вращения винтов для запуска входящий в обечайку 2 воздушный поток получает от лопастей винтов винтовентилятора (фиг.6) осевые, окружные и радиальные импульсы. Окружные массы частично отбрасываются к внутренней поверхности обечайки 2, а большая часть окружных и радиальных масс сдувается осевыми массами из обечайки назад, создавая основную часть тяги. Радиально отброшенная часть воздушного потока теряет энергию при контакте с цилиндрической внутренней поверхностью, создавая воздушную пробку для осевого перемещения потока. На сдув этой пробки часть осевого потока по концам лопастей винтов теряет осевую скорость и в создании тяги не участвует, уменьшая степень двухконтурности. В работе винтовентилятора с профилированной внутренней поверхностью радиальная часть потока, взаимодействуя с диффузорными поверхностями 19, получает осевое направление, увеличивая скорость периферийного слоя потока и соответственно тягу двигателя.

Аналогичным образом ускоряют воздушный поток в канале компрессоров диффузорные внутренние поверхности 20 проставок рабочих колес компрессоров. В итоге такого многократно повторенного ускорения воздушного потока посредством сбалансирования воздействия рабочих колес на воздушный поток второго контура увеличивается степень сжатия воздуха на выходе из компрессора. Соответственно увеличивается скорость газовоздушного потока из камеры сгорания и возрастает энергия, воспринимаемая турбиной. Пропорционально возрастает и передаваемая лопастями винтовентиляторов входящему в обечайку 2 воздуху и дополнительно усиливается тяга двигателя.

Эксплуатируют самолет с регулированием подъемной силы соответственно обстановке и этапу полета следующим образом.

Пример 2

После загрузки или посадки пассажиров на стоянке или точке касания запускают двигатели и, затормозив колеса шасси, включают реверс тяги в режим зависания. Если обстановка исключает возможность горизонтального перемещения, устанавливают такие обороты двигателей, на которых подъемная сила от обдува воздушным потоком от винитовентиляторов 2 комбинированных крыльев 3-8-9 превысит взлетный вес самолета и оторвет его от стоянки с постепенным набором высоты. Скорость «всплывания» самолета при этом можно регулировать оборотами двигателей, как и ориентирование его в пространстве аэродинамическими рулями курса 9 и тангажа 10. А после подъема на безопасную высоту Нбез (фиг.8 - траектория показана сплошной линией), на которой нет ограничений на горизонтальное перемещение, реверс тяги выключают и самолет начинает набирать горизонтальную скорость одновременно с высотой, в том числе в конфигурации кабрирования до заданного эшелона полета. При этом с начала горизонтального перемещения к подъемной силе от вентиляторного обдува комбинированных крыльев добавляется подъемная сила, растущая пропорционально увеличению горизонтальной скорости от скоростного взаимодействия этих крыльев и фрагментного крыла с атмосферным воздухом. Поэтому горизонтальный полет на эшелоне самолет может выполнять на режиме работы двигателей до 0,5 номинального, что обеспечивает увеличение дальности полета.

Для плановой или вынужденной посадки включают реверс тяги в режим зависания, рули курса 9 и тангажа 10 в режим торможения и экстренно уменьшают высоту полета с эшелона в крутом планировании до безопасной высоты в направлении плановой или вынужденной точки касания. А после достижения безопасной высоты переводят самолет в горизонтальный полет с минимальной (пешеходной) скоростью для приближения к намеченной точке касания, над которой самолет зависает (правая часть траектории на фиг.8). Установив обороты двигателей, на которых подъемная сила от обдува вентиляторным потоком комбинированных крыльев 3, 8, 9 станет меньше посадочного веса самолета, начинают вертикальное перемещение для опускания на точку касания и на высоте 2-1,5 метра кратковременно увеличивают обороты двигателей и увеличивают подъемную силу для уменьшения скорости касания со стоянкой до «мягкой посадки» со скоростью 0,3-0,15 м/с.

Пример 3

Дополнительным техническим результатом самолетной технологии авиаперевозок и полетов является расширение эксплуатационных возможностей. При взлете с отрывом за счет подъемной силы от вентиляторного обдува комбинированных крыльев 3-8-9 от точки касания, окружающее пространство которой не препятствует увеличению горизонтальной скорости после отрыва от нее по описанному в примере 1 способу, самолет одновременно набирает скорость и высоту за счет увеличения подъемной силы комбинированных крыльев и фрагментного крыла и за счет возрастающего скоростного взаимодействия их с воздушной средой (на фиг.8 траектория взлета для данного случая показана штриховой линией). После полета на эшелоне планирование для посадки выполняют описанным в примере 1 способом в направлении точки касания до высоты выравнивания Нвыр (5-6 метров над точкой) с зависанием над ней и вертикальным перемещением или с зависанием перед точкой касания и дополнительным опусканием и приближением к точке.

Описанные в данной заявке и заявках 2010100721, 2010119884 компоновки летательных аппаратов и способы их эксплуатации иллюстрируют лишь часть технического результата и преимуществ единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов - заявленной самолетной. И даже этих преимуществ - гарантированной безопасности самолетных безаэродромных авиаперевозок и полетов со снижением затрат на производство и эксплуатацию со снижением номенклатуры аппаратов и в промышленности, и в эксплуатации - достаточно для доказательства промышленной применимости ЕТЭПЛА.

В ЕТЭПЛА весьма существенным фактором является увеличенная на порядок грузоподъемность по сравнению с самолетной компоновкой. А так как это увеличение грузоподъемности самолетной компоновки возможно с одновременным уменьшением в 2-4 раза энерговооруженности самолета, то для любого производителя самолетов и вертолетов, тем более, интерес к производству этих дорогих в производстве, не экономичных и опасных в эксплуатации аппаратов пропадет сам собой. И для перевозчиков неограниченные возможности в объемах перевозок с невозможной для самолетов комфортностью тоже исключают какой-либо выбор между ЕТЭПЛА и самолето-вертолетной технологией. Это следует и из того, что площадками для взлета и посадки заявленных самолетов могут использоваться площади по всему городу: перекрестки улиц и скверы или специально выделенные площадки на пустырях, равномерно расположенные по периферии городов, окраин сел.

Сочетание в компоновке самолета комбинированных крыльев в вентиляторном потоке обеспечивает многократное увеличение суммарной несущей площади, что в свою очередь обеспечивает подъемную силу большую взлетного веса самолета уже на оборотах двигателей ниже номинального режима работы двигателей. А это сразу снимает две проблемы самолетной технологии: отсутствие в эксплуатации взлетных децибел, как и необходимости в выделении и обустройстве огромных площадей загородных аэродромов с ВПП, рулежными дорожками и светотехническим оборудованием на них.

Самолетные компоновки дальнемагистрального класса ТУ-154, БОИНГ, ЭРБАС немыслимы без четырех двигателей на несущей плоскости. В заявленных компоновках их грузоподъемность может обеспечить один двигатель. По правилам безопасности придется ставить два двигателя в этих компоновках. Соответственно при весе одного двигателя этого класса около 2500 кг снижение веса за счет уменьшения числа двигателей с 4-х на два составит 2500×2×4=20000 кг. К этому техническому эффекту в заявляемой компоновке вес каждого из двух двигателей уменьшается на вес шести-девяти дисков компрессора. Соответственно вес аппарата на 50×9×4=1800 кг. В сумме облегчение составит 20000+1800=21800 кг, соответственно на эту величину возрастет грузоподъемность заявленной компоновки.

А так как заявленная технология прекрасно вписывается в инфраструктуру мегаполисов, ЕТЭПЛА превращает в реальность реализацию считавшегося ранее недостижимым принципа авиаперевозок «от подъезда до подъезда». Что означает экономию транспортных расходов и времени и соответственно - увеличение потребителей услуг авиаперевозчиков.

Таким образом, многократно подтвержденная промышленная применимость ЕТЭПЛА в авиастроении и перевозках, а также аналогичные возможности ее применения в двигателестроении, автостроении и перевозках, судостроении и возможно - в железнодорожных перевозках безусловно предопределяют перевод этих отраслей на ЕТЭПЛА.

Пример 4

При работе турбовинтовентиляторного двигателя воздушный поток в обечайке 2 винтовентилятора разделяется на потоки первого и второго контура. При этом отбрасываемый лопастями винтов винтовентилятора к концам лопастей и диффузорных участков 18, 19 воздушный поток приобретает осевое направление с большей скоростью (фиг.6). Этот эффект получается от лопаток 23 и диффузорных поверхностей внешних оболочек против концов лопаток рабочих колес компрессоров низкого и высокого давления (фиг.7). В результате на выходе из компрессора высокого давления воздушный поток переходит в камеру сгорания с большим давлением и соответственно газовоздушный поток из камеры сгорания после сгорания топлива в ней воздействует на лопатки ступеней турбины с большей кинетической энергией и увеличенным крутящим моментом, который по валам со свободной турбины и редуктор 17 передается на винты винтовентилятора. Освоенные промышленностью турбореактивные двигатели выполнены с конфузорными проточными каналами. В таких каналах в каждой ступени воздушный поток постоянно тормозится и часть энергии двигателя теряется на преодоление этого торможения. По сравнению с конфузорным характером этих двигателей, изображенный на фиг.7 с конфузорными участками направляющих ступеней проточный канал уже уменьшает аэродинамические потери в компрессоре и степень снижения скорости потока. Наиболее выгодная компоновка формируется диффузорными участками рабочих колес с направляющими ступенями с образованием общего диффузорного проточного канала (условно не показан).

Описанный в начале раздела Бас (безаэродромный самолет) предпочтителен для местных авиалиний. Среднемагистральные и межконтинентальные выполнять предпочтительнее с несколькими парными рядами несущих плоскостей на боковых стенках над и под осью ТВВД (турбовинтовентиляторных двигателей) со смещением пар на полдиаметра его для образования промежутка между парами для газового потока из сопел двигателей (не показано). Такое расположение обеспечивает обдув несущих плоскостей воздушным потоком от винта ТРД, вентилятора ТВД или винтов ТВВД. Среднемагистральные Бас могут выполняться с консольными несущими плоскостями на боковых стенках фюзеляжа.

Несущее устройство на боковых стенках состоит из корневых частей поперечного самолетного крыла 3 с обечайкой 2 винтовентилятора турбовинтовентиляторного двигателя 4 (фиг.1, 2) перед передней кромкой каждой части. За каждым двигателем установлены последовательно по длине фюзеляжа несущие плоскости 8 или 9, каждая из которых выполнена в форме части самолетного крыла, например - его корневых частей или центральной части крыла из одной плоскости. На торце каждой корневой части установлен передний конец продольной балки 6, задний конец которой соединен с концом задней поперечной балки 7. На продольных балках установлены наружные концы плоскостей 8 или 9, а на балках 7 - рули тангажа 13. Суммарная площадь несущих плоскостей и поперечных корневых частей на каждой боковой стенке равна суммарной площади крыла и хвостового оперения самолета аналогичной грузоподъемности, а число несущих плоскостей на стенке и их геометрические параметры определяют при проектировании из условия скорости обдува несущих плоскостей воздушным потоком от винтов и обеспечения максимальной дальности полета на режимах работы двигателей с 0,5-0,7 номинального до номинального.

Несущее устройство верхней стенки выполнено из набора несущих плоскостей 13 (фиг.2), каждая из которых имеет обшивку на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней и установленных на них нервюр, имеющих форму поперечного сечения самолетного крыла и кронштейны для установки на фюзеляже с крепежными отверстиями, при этом каждый верхний конец кронштейнов выполнен с передним или верхним отверстием для фиксирования переднего конца по следующей в ряду несущей плоскости и задним или нижним отверстием для фиксирования заднего конца предыдущей несущей плоскости, кроме кронштейнов передней кромки первого и задней кромки последней несущей плоскости, имеющих по одному отверстию на передней кромке переднего кронштейна и на задней кромке у задней плоскости.