Самолет вертикального взлета и посадки

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов вертикального взлета и посадки. Целью изобретения является повышение объемно-весовой эффективности . Самолет содержит крыло 1, носовую и хвостовую части фюзеляжа, горизонтальное и вертикальное 5 оперения, шасси 6, силовую установку, состоящую из польемномаршевого двигателя с поворотным соплом 9 и выносной форсажной камеры (ВФК), состоящей из двух агрегатов. Поворотное сопло 9 содержит клин внешнего расширения 11. дефлектор 12 и нижнюю поворотную створку 13. Каждый агрегат ВФК расположен в гондоле на крыле 1 и состоит из передней камеры с поворотным соплом 16 и нижней створкой 17, закрепленной на поворотном с.опле 16, а также задней камеры с поворотным соплом. Поворотное сопло содержит верхние и нижние панели сужающейся 20 и расширяющейся 21 части и верхние панели 22. Передняя и задняя камеры разделены распределительной заслонкой . Выносная форсажная камера соединена с подъемно-маршевым двигателем трубопроводом. 2 ил. ел

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (5! }5 В 64 С 29/04

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4854767/23 (22) 27.07.90 (46) 15.06.93, Бюл. гв 22 (71) Московский авиационный институт им. Серго Орджоникидзе (72) М.Ю.Куприков (56) Техническая информация ЦАГИ. 1979, Ь 21, с.8.

Там же, с.7. (54) САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА

И ПОСАДКИ (57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов вертикального взлета и посадки. Целью изобретения является повышение объемно-весовой эффективности. Самолет содержит крыло 1, носовую и хвостовую части фюзеляжа, горизонтальное и вертикальное 5 оперения. шасси 6, сило.. И,, 1821421 А1 вую установку. состоящую из полъемномаршевого двигателя с поворотным соплом

9 и выносной форсажной камеры (ВФК), состоящей из двух агрегатов. Поворотное сопло 9 содержит клин внешнего расширения

11, дефлектор 12 и нижнюю поворотную створку 13; Каждый агрегат ВФК расположен в гондоле на крыле 1 и состоит из передней камеры с поворотным соплом 16 и нижней створкой 17, закрепленной на поворотном сопле 16, а также задней камеры с поворотным соплом. Поворотное сопло содержит верхние и нижние панели сужающейся 20 и расширяющейся 21 части и верхние панели 22. Передняя и задняя камеры разделены распределительной заслонкой. Выносная форсажная камера соединена с подъемно-маршевым двигателем трубопроводом. 2 ил.

1821421

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП).

Целью изобретения является повыше- 5 ние объемно-весовой эффективности самолета.

На фиг,1 представлена общая схема самолета, вид сбоку; на фиг.2 — общая схема самолета, вид сверху.

СВВП содержит крыло 1, носовую 2 и хвостовую 3 части фюзеляжа, горизонтальное 4 и вертикальное 5 оперения, шасси 6,. силовую установку 7 состоящую из ПМД-8, с поворотным соплом 9, и выносной форсажной камеры 10 состоящей из двух агрегатов, Поворотное сопло 9 содержит клин внешнего расширения 11, дефлектор 12 и нижнюю поворотную створку 13, Каждый агрега ВФК расположен s гондоле 14 на крыле 1 и состоит из передней камеры 15 с поворотным соплом 16 и нижней створкой

17 закрепленной на поворотном сопле 16, а гакже задней камеры 18 с поворотным соплом 19. Поворотное сопла 19 содержит 25 верхние и нижние панели сужающейся части 20, расширяющиеся части 21 и внешние панели 22.

Передняя 15 и задняя 18 камеры разделены распределительной заслонкой 23, 30

ВФК 10 соединена с ПМД-8 трубопроводом

24.

Положение поворотного сопла 16 выбирается иэ условия прохождения равнодействующей вектора тяги от сопел 9 и 16 через центр тяжести или заданный диапазон ценТроВоК; обеспечения достаточных управляющих усилий относительно осей ОХ; ОУ; 02.

Горизонтальное положение ВФК 10,позволяет реализовать потребные длины камер 40

15 и 18, Применяя крылья 1 отрицательной стреловидности можно сместить вперед точку приложения равнодействующей тяги, что благоприятно сказывается на согласование положения центра тяжести. фокуса, 45 центра тяг, и шасси самолета.

Расположение гондолы 14 и крыла 1 проведено из условия согласования их с другими агрегатами планера по "Правилу площадей". Смещение центра тяг вперед 50 позволяет получить эпюру площадей соответствующую телу минимального сопротивления и снизить величину моментов инерции.

Гондола l4 одновременно служит противофлатерным грузом для крыла 1 и располагается над центропланом крыла 1, Нижняя створка 17 выполняет функции органа управления струей из поворотного сопла 1б и закрывает его в полете от набегающегo потока, Поворотное сопло 16 также выполняет функции обтекателя гондолы 14.

Нижняя створка 17 и поворотные сопла

9, 16 и 19 снабжены системой охлаждения либо выполнены из жаропрочных материалов.

Поворотное сопло 16 отклоняет струю относительно оси ОХ, а нижняя створка 17 относительно оси 02.

В качестве поворотного сопла 19 возможно применение как плоских поворотных сопел, так и осесимметричных сопловых насадков, обеспечивающих поворот струи на

+. 30О.

Положение и компоновка поворотных сопел 19 выбраны иэ условия создания достаточных управляющих усилий в каналах крена и курса, а также минимального влияния на балансировку по тангажу.

Применение консолей крыла 1 с отрицательной стреловидностью позволяет сместить положение сопел 19 на одни координаты с центром тяжести или близко к нему, а следовательно, снизить влияние отклонения тяги соплом 19 на управление по тангажу. Тяга поворотного сопла 19 позволяет предотвратить срыв в корневой части крыла 1 отрицательной стреловидности (на стыке консоли и центроплана).

Размещение гондолы 14 дальше от оси симметрии усиливает положительные эффекты.

Устройство работает следующим образом.

Взлет самолета осуществляется при вертикальном положении фюзеляжа со специальной поворотной платформы, установленной либо на борту корабля, либо на аэродромной стартовой площадке, На взлете шасси 6 находится в убранном положении. Дефлектор 12 находится в открытом положении. Распределительная заслонка

23 закрывает переднюю камеру 15, Рабочее тело от ПМД-8 по трубопроводу 24 попадает в заднюю камеру 18 и после дожигания топлива через поворотные сопла 19 выходит наружу создавая тягу, Поворотные сопла 9 и 19 работают в режиме полного форсажа.

Управление СВВП на вертикальных режимах осуществляется отклонением лово; ротных сопл 19 и 9 в пределах ч-30О, Управление по тангажу осуществляется клином внешнего расширения 11 и нижней поворотной створкой 13 отклоняющих вектор тяги сопла 9 относительно оси 02. Управление по крену осуществляется поворотными соплами 19 отклонением вектора тяги в разные стороны, Управление по курсу осуществляется модуляцией тяги сопел 19, не сбалансированные моменты по тангажу от

1821421 Для управления в канале тангажа применяется модуляция тяги поворотных сопел

16 и 9, а также отклонение сопел и за счет 5 этого снижение вертикальной составляющей тяги (поворотные сопла 16 при поворотЕ СТРУИ ПОД СаМОЛЕт ИЛИ От СаМОЛЕта ПО направлению к консолям крыла 1). поворотных сопел 19 парирует поворотное сопла 9.

В крейсерском полете шасси 6 находится в убранном положении, поворотное сопло 9 открыто, а поворотное сопло 16 находится в исходном положении и снизу закрыто нижней створкой 17, при этом выполняя функции обтекания гондолы 14. Распределительная заслонка 23 при этом закрывает переднюю камеру 15, а задняя камера 18 и плоское поворотное сопло 19 работает либо в режиме форсажа, либо в бесфорсажном режиме, Тяга поворотных сопел 9 и 19 используется при маневрировании (создание непосредственного управления боковой и подьемной силой), балансировке самолета и т.д., работая совместно с аэродинамическими поверхностями и органами управления.

Интеграция элементов силовой установки и планера, повышение несущих свойств. снижение сопротивления самолета и т.д. позволяют реализовать сверхзвуковые режимы полета, крейсерскую сверхзвуковую скорость, На посадке шасси 6 находится в выпущенном положении, фюзеляж в горизонтальном положении, поворотные сопла 16 и

9 в положении поворота струи на 90 створка 17 открыта, распределительная заслонка

23 закрывает заднюю камеру ВФК-10, поворотйые сопла 9 и 16 создают тягу, превышающую взлетный вес самолета, балансировка и управление самолетом осуществляется за счет модуляции тяги или отклонения поворотных сопел. Для управления в канале крена управляющее усилие создается за счет прироста или снижения тяги на поворотных соплах 16; для . крена на левый бок надо снизить тягу левого поворотного сопла.16 и увеличить тягу правого поворотного сопла 16, при этом суммарнгя тяга остается той же. В случае применения поворота тяги относительно оси ОХ для снижения вертикальной составляющей на поворотном сопле 16 возникает разворачивающий момент относительно оси GY, но в связи с тем, что величина.момента инерции относительно OY значительно больше чем относительно оси ОХ, этот режим управления тоже допустим.

С помощью данного режима появляется возможность управлять эффектом рециркуляции и фантанным эффектом.

Для управления в канале рыскания при5 меняется поворот сопел 16 на обоих консо лях в одном направлении, за счет чего возникает разворачивающий моменr.

Для усиления эффекта поворота струи можно применять нижнюю створку 17.

10 ВФК-8 использует рабочий газ отбирэемый от ПМД-8 и подаваемый по трубопроводу 24 в переднюю камеру 15.

Во время работы поворотных сопел 16 горизонтальное оперение 4 на посадке раэ15 ворачивается в положение, при котором оно экранирует воздухозаборники ПМД-8 от попадания горячих газов, В случае двухдвигательной схеглы самолета в каналы управления по курсу и рыска20 нию включаются поворотные сопла 9.

Взлет может быть реализован с горизонтальным положением фюзеляжа. При этом снижается масса полезной нагрузки за счет потерь на поворот вектора тяги, эффек25 та рециркуляции и подсасывающих эффектов, больших потерь на управление.

Порядок взлета аналогичен описанной выше посадке, только в обратном порядке.

Использование вертикального взлета с

30 вертикальным положением фюзеляжа и вертикальной посадки с горизонтальным положением фюзеляжа позволяет не применять поворотной носовой части фюзеляжа 2, а также реализовать большие тяги ПМД и

35 ВФК на взлете за счет больших степеней форсирования.

Взлет и посадка могут быть реализованы также и в ультракоротком, коротком и обычном режиме с разбегом по взлетно-по40 сэдочной полосе. Это достигается разными углами отклонения поворотных сопл

9,16,19, а также различными вариантами их использования.

Изменение взлетно-посадочных режимов позволяет варьировать полезной на45 грузкой и запасом топлива. С увеличением длины разбега они увеличиваются.

Воэможность применения различных режимов взлета и посадки позволяют повысить воэможности базирования, мобиль50 ность всего парка самолетов, По сравнению с прототипом выполнения силовой установки в виде ПМД снабженного поворотными соплами расположенными в хвостовой части фюзе5 ляжа и ВФК в виде двух агрегатов, расположенных на крыле и состоящих из двух камер с поворотными соплами позволяет сократить вес конструкции и занимаемый обьем эа счет совмещения функций струйной сис1821421

Составитель A.Аверьян

Техред М,Моргентал Корректор 0,Густи

Редактор

Заказ 2088 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж 35, Раушская наб„4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 темы управления и силовой установки, освобождения полезного объема в носовой части фюзеляжа, сокращения длины фюзеляжа и моментов инерции самолета, снижения потерь на балансировку; уменьшения габа- 5 ритов и веса ПМД. снижения потерь в сопловых аппаратах ПМД, ВФК и системе управления на доэволютивных режимах, разгрузки крыла благодаря весу гондол, повышения несущих свойств планера (эффект 10 суперциркуляции); выполнения требований

"Правила площадей". а следовательно, снижения волнового сопротивления самолета.

Положительный эффект заключается в том, что за счет зкономии веса и сокраще- 35 ния объемов увеличивается масса полезной нагрузки или дальность полета.

Формула изобретения . Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий крыло, вертикальное и ro- 20 ризонтальное оперение, шасси, хвостовую и носовую части. фюзеляжа, силовую установку, состоящую из подъемно-маршевых двигателей, снабженных поворотными соплами. и выносной форсажной камеры, о тл и ч а ю шийся тем, что, с целью повышения объемно-весовой эффективности самолета, подьемно-маршевые двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа, а выносная форсажная камера состоит из двух агрегатов, вынесенных в гондолы на крыле, причем каждый иэ агрегатов состоит из передней, и задней камер с поворотными соплами, между которыми установлена распределительная заслонка. при этом поворотное сопло передней камеры содержит нижнюю поворотную створку, закрепленную на нем, поворотное сопло задней камеры содержит верхние и нижние панели сужающейся и расширякицейся частей и внешние панели, а поворотное сопло подьемно-маршевого двигателя содержит клин внешнего расширения, дефлектор и нижнюю поворотную створку.