летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой

Формула изобретения

1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж с кабиной пилотов и пассажиров, шасси и основные шасси, вертикальное оперение и горизонтальное оперение, центроплан и два крыла, которые выполнены в виде пилонов, на которых расположены мотогондолы с двигателями, отличающийся тем, что центроплан имеет передний и задний лонжероны, образующие окно для предотвращения создания разряженной турбулентной зоны, передний лонжерон имеет форму цилиндра, проходит внутри указанного фюзеляжа и является осью вращения центроплана относительно указанного фюзеляжа с возможностью поворота на угол 90 - 120^oC, крыло жестко связано с центропланом, задний лонжерон заключен в обтекатель, в нижней части указанного фюзеляжа выполнена ниша, предназначенная для уборки указанного обтекателя, а основные шасси расположены в задней части мотогондол так, что они расположены по полету в самолетном режиме полета.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что двигатели, которые расположены в мотогондолах, выполнены турбовинтовыми с винтами малого диаметра.

3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что вертикальное и горизонтальное оперения выполнены цельноповоротными.

4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что двигатели, которые расположены в мотогондолах, выполнены реактивными.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к строительству самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.

Известен летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, содержащий фюзеляж с кабиной пилотов и пассажиров, шасси, основные шасси, вертикальное оперение и горизонтальное оперение, центроплан и два крыла, которые выполнены в виде пилонов, на которых расположены мотогондолы с двигателями (заявка EP, 0416590, 1990, B 64 C 29/00).

Аппарат имеет вид обыкновенного самолета с крыльями, стабилизаторами и рулями, включающего в себя также все элементы вертолета, винты большого диаметра, автоматы перекоса и мощные редукторы.

Такая конструкция имеет недостатки, присущие как самолету, так и вертолету. Самолету нужны крылья, рули и стабилизаторы для создания соответственно подъемной силы, управляемости и устойчивости, причем чем меньше скорость самолета, тем больше должна быть площадь крыльев и оперения. На значительных скоростях большие крылья и оперение не только не несут своей полезной функции, но и приобретают очень вредное свойство - создают большое лобовое сопротивление (площадь "миделя"). В конечном итоге это значительно снижает скорость полета и увеличивает расход топлива. Из этого следует, что большие по площади крылья и оперение нужны самолету только на малых скоростях, т.е. при взлете и посадке. Недостатком, унаследованным от вертолета, является большой диаметр винтов, наличие автоматов перекоса и мощных редукторов, что значительно утяжеляет конструкцию.

Задачей изобретения является следующее: во-первых, снизить лобовое сопротивление (площадь "миделя") самолета, что значительно увеличит скорость, экономичность, а следовательно, и дальность полета, во-вторых, снизить собственный вес конструкции, что увеличит грузоподъемность аппарата, в-третьих, упростить механизм уборки шасси, что снизит стоимость самолета.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в летательном аппарате с вертикальным взлетом и посадкой (состоящем из фюзеляжа, двух двигателей с винтами, которые расположены на консолях крыльев, поворачивающихся на 90 - 120^o, рулей управления, стабилизаторов и прочего оборудования, присущего всем самолетам) согласно изобретению, во-первых, значительно уменьшены размеры крыльев таким образом, что они преобразовались в пилоны для крепления двигателей и шасси, уменьшены размеры оперения, предложен более обтекаемый фюзеляж, во-вторых, исключены винты малого диаметра (примерно такие же, как на самолетах с обычной схемой взлета и посадки), что позволяет заменить редуктор на более легкий, в-третьих, узлы основных шасси располагаются в задней части мотогондол таким образом, что они разворачиваются и становятся по полету вместе с двигателями, что позволит исключить из конструкции механизм уборки шасси. В конструкцию введены дополнительные узлы управления.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 - общий вид летательного аппарата с турбовинтовыми двигателями; на фиг. 2 - вид сверху по фиг. 1; на фиг. 3 - вид спереди по фиг. 1; на фиг. 4 общий вид летательного аппарата с турбореактивными двигателями; на фиг. 5 - вид сверху по фиг. 4; на фиг. 6 - вид спереди по фиг. 4; на фиг. 7 - летательный аппарат в горизонтальном полете; на фиг. 8 - летательный аппарат при вертикальном взлете.

Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой (фиг. 1 - 3), содержит обтекаемый фюзеляж 1 с кабиной пилотов и пассажиров, два двигателя 2 с винтами, помещенные на консолях крыльев-пилонов, имеющих очень маленькую площадь "миделя". Мотогондолы с двигателями 3, шасси 4, и крылья жестко связаны центропланом, который поворачивается вокруг поперечной оси самолета на угол 90 - 120^o, т.е. мотогондола может отклоняться назад от вертикальной оси самолета на угол до 30^o. Это позволит создать такое посадочное положение, при котором нос самолета будет опущен вниз, что позволит улучшить обзор пилоту из кабины, а в итоге создать более обтекаемый фонарь. С этой же целью и шасси 4 установлены таким образом, что и на стоянке нос самолета опущен вниз. Шасси 4 выполнены в одном блоке с двигателем 2 и мотогондолой и спрятаны в общий обтекатель. Центроплан состоит из переднего 3 и заднего 13 лонжеронов (показаны пунктиром). Передний лонжерон 3 имеет форму цилиндра, проходит внутри фюзеляжа 1 и является осью вращения центроплана с закрепленными на нем крыльями-пилонами, двигателями 2 и шасси 4. Внутри цилиндра проходит трансмиссия, тяги управления и электропроводка. Задний лонжерон 13 заключен в обтекатель и в самолетном режиме полета прячется в специальную нишу 14 в нижней части фюзеляжа 1. Между передним 3 и задним 13 лонжеронами выполнено окно 15, которое предназначено для того, чтобы при разгоне в переходном режиме полета за центропланом не создавалась разряженная турбулентная зона. Для разворота центроплана относительно фюзеляжа 2 служат два привода 16. Приводы могут быть либо гидравлическими, либо электрическими с червячной передачей. Горизонтальное оперение 5 установлено в задней части фюзеляжа 1 и служит рулем высоты. Вертикальное оперение 6 находится в хвостовой части и имеет двустороннюю схему, служит рулем поворота. Вертикальное и горизонтальное оперения выполнены цельноповоротными. Для управления по крену служат элероны 7. В связи с тем что на малых скоростях, на взлете и посадке эффективность рулей высоты и направлениях будет незначительна, предусмотрена струйная система управления, сопла которой расположены в хвостовой части самолета.

Левый и правый редукторы связаны между собой трансмиссионным валом 10.

На фиг. 4 - 6 представлен вариант сверхзвукового самолета с реактивными двигателями. Для обеспечения безопасности у турбореактивного самолета с вертикальным взлетом и посадкой должно быть не менее 4-х двигателей, чтобы при отказе одного или двух непарных двигателей самолет мог совершить безопасную посадку. Для обеспечения устойчивости на режиме висения двигатели установлены так, чтобы сопла были выше центра тяжести самолета. Крылья-пилоны выполнены неподвижными, а разворачиваются относительно фюзеляжа только двигатели и шасси. Тележка шасси в горизонтальном полете прячется в колпак-обтекатель 17. Во всем остальном конструкция этого аппарата аналогична самолету, представленному на фиг. 1 - 3.

Полет и управление летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой осуществляется следующим образом.

На этапе взлета и посадки крылья-пилоны вместе с мотогондолами и винтами направлены вверх и развернуты немного назад, примерно на 10 - 15^o. Таким образом, нос будет опущен вниз и у пилота будет хороший обзор из кабины. На этом этапе полета аппарат будет вести себя как вертолет. Управление к крену осуществляется увеличением шага винта на одном двигателе и уменьшением на другом. Разворот вокруг вертикальной оси и управление по тангажу осуществляется с помощью струйной системы. Все вышеперечисленное позволяет устранить из конструкции автомат перекоса винта.

По мере разгона центроплан вместе с крыльями, мотогондолами, винтами и основными шасси постепенно разворачивается вперед по полету. С нарастанием скорости возрастает эффективность оперения и аппарат переходит в самолетный режим полета.

Изображенная на фиг. 1 - 8 конструкция представляется наиболее простой и перспективной, но при необходимости она может быть изменена. Вместо низкоплана, например, можно сделать верхнеплан (лонжероны в этом случае меняются местами), горизонтальное оперение разместить в передней части фюзеляжа. Возможен также вариант применения однодвигательной схемы. Двигатель располагается в задней части фюзеляжа 12, привод на винты осуществляется трансмиссионным валом 10. Вариантов изменения конструкции много, но при этом не изменится главный принцип изобретения - обтекаемый самолет с вертикальным взлетом и посадкой, снабженный маленьким крылом и оперением.

Как самолет такой аппарат обладает рядом ценных преимуществ по сравнению с обычным даже самым современным самолетом. Во-первых, значительно снижается площадь "миделя" (на 30 - 40%), вследствие чего увеличивается скорость, экономичность, а значит, и дальность полета. Во-вторых, снижается собственный вес конструкции, следовательно, выше грузоподъемность. В-третьих, такой самолет обладает 100%-ной безопасностью на всех этапах полета, при любых отказах двигателей. При отказе одного двигателя продолжается полет на другом за счет трансмиссионного вала 10, а при отказе обоих двигателей аппарат переводится в вертолетный режим и производит безопасную посадку за счет авторотации винтов (что, конечно, исключается в случае применения реактивной силовой установки). В-четвертых, не требуются взлетно-посадочные полосы, достаточно вертолетной площадки.