Способ полета самолета и самолет

 

Изобретение относится к авиации, в частности к самолетостроению. Сущность: способ заключается в том, что самолету сообщают поступательное движение в направлении, перпендикулярном продольной оси фюзеляжа в горизонтальной плоскости, и управляют пограничным слоем на его поверхности для создания присоединенного вихря. Так создается подъемная сила. После взлета самолету сообщают движение в направлении продольной оси фюзеляжа. В фюзеляже самолета установлено устройство управления пограничным слоем. Самолет содержит также двигатели с поворотными соплами, создающие тягу в поперечном и продольном направлениях относительно оси фюзеляжа. Изобретение позволяет исключить из конструкции самолета крылья, создавая подъемную силу, используя поверхность фюзеляжа. 2 с. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к самолетостроению.

Известен способ полета самолета, состоящий в том, что самолету сообщают поступательное движение в направлении продольной оси фюзеляжа, подъемную силу создают с помощью крыла, обтекаемого набегающим потоком, стабилизируют полет по тангажу и курсу, управляя хвостовым оперением, и стабилизирует самолет по крену с помощью элеронов. Известный способ полета реализуется самолетом, содержащим фюзеляж, поперечно закрепленное крыло, двигатель, шасси, хвостовое оперение, салон, элероны. Фюзеляж самолета предназначен для закрепления несущего крыла, шасси, двигателей, хвостового оперения и размещения грузового или пассажирского салона. Несущее крыло закрепляется на фюзеляже поперек его продольной оси так, чтобы точка приложения результирующей подъемной силы, возникающей на крыле во время полета, была максимально близка к вертикальной линии, проходящей через центр тяжести самолета. Хвостовое оперение располагается на конце фюзеляжа и предназначено для стабилизации фюзеляжа по курсу и тангажу. Элероны размещаются на концах крыльев и предназначены для стабилизации самолета по крену.

В известном способе полета подъемная сила возникает на несущем крыле вследствие его взаимодействия с набегающим воздушным потоком. Недостаток этого способа полета состоит в том, что он требует для создания подъемной силы специального устройства несущего крыла, лобовое сопротивление которого составляет более 50% от общего лобового сопротивления самолета, а вес около 15% от веса всей конструкции. Это приводит к повышенному расходу горючего и дефицитных материалов, применения очень сложной и трудоемкой технологии изготовления крыла. Габариты самолета определяются размахом крыла в одном измерении и длиной фюзеляжа в другом, при этом габаритная площадь самолета во много раз превышает собственную площадь конструкции. Большая величина отражающей поверхности позволяет легко обнаруживать средствам противовоздушной обороны такие самолеты.

Задачей, решаемой изобретением, является использование поверхности фюзеляжа для создания подъемной силы.

Задача решается тем, что в способе полета самолета, заключающемся в том, что самолету сообщают поступательное движение и создают подъемную силу, управляют тангажем, курсом и креном, самолету сообщают движение в горизонтальной плоскости, перпендикулярное продольной оси фюзеляжа, управляют пограничным слоем фюзеляжа так, чтобы при обтекании его набегающим потоком, в поперечной плоскости возникала подъемная сила и после взлета сообщают самолету поступательное движение в направлении продольной сои фюзеляжа, причем для управления самолетом по тангажу, изменяют величину подъемной силы в передней и задней половинах фюзеляжа, для управления самолетом по курсу изменяют силу тяги (или сопротивления), приложенной к передней и задней части фюзеляжа в горизонтальной плоскости, а для стабилизации самолета по крену размещают центр тяжести самолета ниже точки приложения подъемной силы. Кроме того, в самолете, содержащем фюзеляж, двигатели и шасси, установлено устройство управления пограничным слоем фюзеляжа и двигатели с изменяемым направлением тяги относительно продольной оси фюзеляжа, при этом устройство управления пограничным слоем имеет независимую регулировку в передней и задней частях фюзеляжа, а двигатели имеют устройство независимой регулировки тяги по величине и направлению.

На фиг. 1 схематично изображен самолет, реализующий предлагаемый способ полета; на фиг.2 иллюстрация распределения подъемной силы вдоль фюзеляжа; на фиг. 3 схематично проиллюстрирована работа устройства управления пограничным слоем (УУПС).

Самолет содержит фюзеляж 1, двигатели 2, шасси 3. Для создания подъемной силы на самолете установлено устройство управления пограничным слоем (УУПС) 4 с независимой регулировкой подъемной силы в обеих половинах фюзеляжа. Двигатели 2 выполнены с изменяемой тягой по величине и направлению. Двигатели 4 имеют поворотные сопла для изменения направления силы тяги и размещаются они на концах фюзеляжа под углом α к продольной оси фюзеляжа. Угол α определяется соотношением взлетной и крейсерской скоростей и равен α ≅ arcsin , где v_o взлетная скорость, v крейсерская скорость. УУПС 4 построено на принципе отсоса заторможенного пограничного слоя. Отсос пограничного слоя производится через перфорацию верхней части поверхности фюзеляжа (фиг.3). Объем отсасываемого газа определяется толщиной пограничного (заторможенного) слоя δ потому что именно торможением потока и возникновением противодавления объясняется отрыв потока.

В начальный момент времени самолету сообщают движение в горизонтальной плоскости, перпендикулярное продольной оси фюзеляжа. Подъемная сила F_z возникает на поверхности фюзеляжа 1 при обтекании его набегающим со скоростью поперечным потоком и работе УУПС 4, обеспечивающего возникновение присоединенного вихря. Стабилизация самолета по тангажу достигается соответствующим распределением подъемной силы вдоль фюзеляжа с помощью УУПС 4, а стабилизация по курсу достигается управлением направления силы тяги двигателей. После взлета увеличение скорости полета достигается не увеличением поперечной составляющей скорости V_ох, а созданием движения со скоростью v_у в направлении продольной оси фюзеляжа. При этом абсолютная скорость движе- ния самолета равна v а ее направление составляет угол α arcsin к продольной оси фюзеляжа. Происходит как бы автоматическое изменение угла стреловидности, оптимального для выбранной скорости полета.

Изобретение позволяет исключить крыло, как элемент конструкции самолета, за счет использования поверхности фюзеляжа для создания подъемной силы.

Формула изобретения

1. Способ полета самолета, заключающийся в том, что самолету сообщают поступательное движение и создают подъемную силу, управляют тангажем, курсом и креном, отличающийся тем, что ему сообщают движение в горизонтальной плоскости перпендикулярно продольной оси фюзеляжа, управляют пограничным слоем фюзеляжа так, чтобы при обтекании его набегающим потоком в поперечной плоскости возникала подъемная сила, и после взлета сообщают самолету поступательное движение в направлении продольной оси фюзеляжа.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для управления самолетом по тангажу изменяют величину подъемной силы в передней и задней половинах фюзеляжа.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что для управления самолетом по курсу изменяют силу тяги (или сопротивления), приложенной к передней и задней частям фюзеляжа в горизонтальной плоскости.

4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что для стабилизации самолета по крену размещают центр тяжести самолета ниже точки приложения подъемной силы.

5. Самолет, содержащий фюзеляж, двигатели и шасси, отличающийся тем, что в нем установлены устройство управления пограничным слоем фюзеляжа и двигатели с изменяемым направлением тяги относительно продольной оси фюзеляжа.

6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что устройство управления пограничным слоем имеет независимую регулировку в передней и задней частях фюзеляжа.

7. Самолет по п.6, отличающийся тем, что двигатели имеют устройство независимой регулировки тяги по величине и направлению.