Самолет вертикального взлета и посадки бетенева-рогова

 

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит крыло, имеющее две консоли и центроплан, фюзеляж с гондолой, закрепленной на передней кромке центроплана. На задней кромке последнего закреплены две хвостовые балки. Также самолет имеет шасси, оперение, включающее два киля с рулями направления и стабилизатор с рулем высоты, элероны крыла. На хвостовых балках около килей установлены элевоны. Силовая установка включает два двигателя, соединенные трансмиссиями с двумя воздушными винтами. Каждый из двигателей закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке в ее центральной части и установлен таким образом, что ось его выходного сопла направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, а воздушные винты выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны. При этом воздушные винты установлены на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещены в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета. Угол качания кольцевого канала с воздушными винтами составляет 95 ... 100°. Предложенное выполнение самолета позволит повысить безопасность полета. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, а более конкретно - к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха, предназначенных для вертикального взлета и посадки.

Известны различные конструкции летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.

Известен, например, самолет вертикального взлета и посадки модели X - 22A фирмы "БЕЛЛ", США (см. кн. П. Бауэрс, "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с. 220...222, рис. 11.12, 11.13), содержащий фюзеляж балочной схемы, выполненный в виде гондолы, совмещенной с балкой в один объем, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, соединяющий консоли с фюзеляжем, оперение, включающее киль и стабилизатор, силовую установку, включающую четыре связанные перекрестной трансмиссией двигателя, установленные на центроплане и приводящие во вращение каждый по одному воздушному винту, которые в свою очередь размещены на концах крыла и стабилизатора в кольцевых каналах с возможностью качания в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета, и, наконец, органы управления аппаратом за счет изменения тяги винтов при изменении угла установки лопастей, а также с помощью отклонения элевонов, размещенных на нижних кромках колец в спутной струе воздушных винтов.

Такая конструкция самолета хотя и позволяет обеспечивать его вертикальный взлет и посадку, однако относительно низкая надежность работы основных систем самолета, обусловленная наличием сложной и тяжелой перекрестной трансмиссии и сложной системы управления на режимах взлета и посадки, а также отсутствие статической устойчивости самолета на этих режимах, обусловленное разнесенным расположением винтов (размещением движителей силовой установки далеко от центра тяжести самолета) настолько снижают надежность работы всего самолета, что это ведет к неминуемой катастрофе, например, при поломке или отказе механизма изменения шага любого винта. Безопасность полетов на данном типе самолета ограничена также невозможностью безопасной посадки такого самолета в случае полного отказа двигателей в горизонтальном полете из-за относительно малой площади крыла. Кроме того данная система обладает малой экономичностью, обусловленной наличием привода каждого винта от собственного двигателя, что в свою очередь исключает возможность перехода в горизонтальном полете на режим работы силовой установки с тяговооруженностью меньше единицы.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции самолета вертикального взлета и посадки по технической сущности и достигаемому результату от ее использования является конструкция самолета модели V - 22 "ОСПРИ" фирм "БЕЛЛ" и "БОИНГ ВЕРТОЛ", США (см. кн. П. Бауэрс, "Летательные аппараты нетрадиционных схем", Москва, "Мир", 1991, с. 229...230, рис. 11.21), содержащего фюзеляж балочного типа, выполненный в виде гондолы, совмещенной в один объем с несущей балкой, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, соединяющий консоли с фюзеляжем, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два двигателя, установленные в мотогондолах на концах крыла вместе с двумя (соединенными с ними трансмиссиями) воздушными винтами с возможностью их поворота в вертикальной плоскости на 98 градусов и с поперечными валами, обеспечивающими при необходимости привод обоих винтов от одного двигателя, органы управления, среди которых кроме обычного набора рулей имеются "автоматы перекоса" (с автономным управлением перекосом) воздушных винтов изменяемого шага, что позволяет наклонять вектор тяги в любую сторону при фиксированном положении двигателя. Т.е. органы управления данного самолета позволяют обеспечивать управление полетом самолета, во-первых, путем изменения тяги отдельных воздушных винтов за счет изменения шага каждого винта, и, во-вторых, путем обеспечения необходимого наклона осей винтов с помощью "автомата перекоса".

Такая конструкция самолета хотя и позволяет обеспечивать его вертикальный взлет и посадку, однако сложная конструкция винтов, сложная трансмиссия, сложная система управления на режимах взлета и посадки, а также разнесенное расположение винтов настолько снижают надежность работы всего самолета, что это ведет к неминуемой катастрофе при поломке или отказе механизма изменения шага или автомата перекоса любого винта. Недостатком данного типа самолета также является невозможность его безопасной посадки в случае полного отказа двигателей в горизонтальном полете из-за относительно малой площади крыла.

Кроме того данная система обладает малой экономичностью, обусловленной наличием привода каждого винта от собственного двигателя, что в свою очередь исключает возможность перехода в горизонтальном полете на режим работы силовой установки с тяговооруженностью меньше единицы.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение безопасности полетов в условиях обычных или чрезвычайных ситуаций.

Данная задача решается с помощью технического результата от использования заявляемого изобретения, заключающегося в обеспечении высокой надежности работы самолета как при вертикальном, так и при горизонтальном полете с одновременным повышением удобства работы пилота.

Указанный результат достигается тем, что в известном самолете вертикального взлета и посадки, содержащем фюзеляж с гондолой и хвостовой балкой, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два двигателя, соединенные трансмиссиями с двумя воздушными винтами, и органы управления: элероны крыла, руль высоты, размещенный на стабилизаторе, и рули направления, размещенные на килях, На задней кромке центроплана закреплены две размещенные в горизонтальной плоскости хвостовые балки, на которых около килей установлены элевоны, гондола закреплена на передней кромке центроплана, каждый из двигателей силовой установки закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке в ее центральной части и установлен таким образом, что ось его выходного сопла направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, воздушные винты выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны, установлены на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещены в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, причем угол качания кольцевого канала с воздушными винтами для обеспечения надежного перевода самолета в режим "висения" составляет 95 ... 100 градусов, кроме того расстояние (величина смещения по вертикали) оси качания кольцевого канала с воздушными винтами от центра тяжести самолета составляет 0,05 ... 0,5 диаметра воздушного винта.

Введение в конструкцию дополнительных элементов, особое выполнение имеющихся и дополнительных элементов конструкции самолета, а также их особое размещение (в первую очередь размещение оси поворота кольцевого канала с воздушными винтами на вертикальной оси самолета над центром его тяжести) позволяет существенно повысить безопасность полетов на самолетах данного типа за счет обеспечения статической устойчивости и высокой надежности работы органов управления на режимах взлета и посадки, а также в случаях выхода из строя элементов силовой установки при одновременном обеспечении удобства эксплуатации в самых сложных условиях.

Заявляемое изобретение пояснено чертежами, на которых: - на фиг. 1 показан общий вид предлагаемого самолета в плане с показом кольцевого канала с воздушными винтами - в положении для взлета/посадки или режима "висения" - сплошной линией, - в положении для горизонтального полета - штрихпунктирной линией; - на фиг. 2 показан вид сбоку на предлагаемый самолет с показом положения кольцевого канала с воздушными винтами в двух взаимно перпендикулярных положениях для разных режимов полета; - на фиг. 3 показан вид спереди на предлагаемый самолет с показом положения кольцевого канала с воздушными винтами в двух взаимно перпендикулярных положениях для разных режимов полета, а также с показом двух положений консолей крыла - в рабочем и в транспортном (сложенном) положениях.

Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, имеющий гондолу 1 и две хвостовые балки 2, 3; шасси с носовым колесом 4, основными колесами 5, 6 и хвостовыми опорами 7, 8; крыло, имеющее центроплан 9 и две консоли 10, 11, шарнирно закрепленные на боковых торцах центроплана 9; оперение, включающее два киля 12, 13 и стабилизатор 14; силовую установку, включающую два турбовальных двигателя 15, 16, соединенные трансмиссиями 17, 18 с двумя воздушными винтами 19, 20; и органы управления: установленные на консолях 10, 11 элероны 21, 22 для задания крена самолета и элементы механизации крыла, например, закрылки 23, 24, руль высоты 25 для изменения угла тангажа самолета, размещенный на стабилизаторе 14, рули направления самолета 26, 27, размещенные на килях 12, 13 и элевоны 28, 29 для обеспечения одновременного задания самолету крена и угла тангажа, установленные на хвостовых балках 2, 3 около килей 12, 13.

При этом гондола 1 закреплена по оси симметрии самолета в передней части (на передней кромке) центроплана 9, на задней кромке которого закреплены две размещенные в горизонтальной плоскости хвостовые балки 2, 3.

Каждый из двигателей 15, 16 закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке 2, 3 в ее центральной части, причем двигатели 15, 16 установлены таким образом, что оси 30, 31 выходных сопел 32, 33 двигателей 15, 16 направлены в места пересечения соответствующих килей 12, 13 с соответствующими элевонами 28, 29.

Воздушные винты 19, 20 выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны с помощью трансмиссий 17, 18 и установлены на одной оси 34 в вырезе центроплана над центром тяжести 35 самолета. При этом воздушные винты 19, 20 размещены в кольцевом канале 36, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, причем угол качания "b" кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 для обеспечения надежного перевода самолета в режим "висения" составляет 95 ... 100 градусов.

Кроме того расстояние "h" (величина смещения по вертикали) оси качания 37 кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 от центра тяжести 35 самолета составляет 0,05 ... 0,5 диаметра "d" воздушного винта 19 или 20. В свою очередь трансмиссии 17, 18 выполнены таким образом, что оба воздушным винта 19, 20 могут вращаться как обоими двигателями 15, 16 на режимах взлета и посадки, так и любым из двигателей в режиме горизонтального полета.

Эксплуатация предлагаемого самолета вертикального взлета и посадки осуществляется следующим образом.

Режим I. Взлет.

Перед взлетом самолета на стартовой позиции кольцевой канал 36 с воздушными винтами 19, 20 устанавливается в положение "a" (см. фиг. 2), при котором вектор тяги воздушных винтов 19, 20 направлен от центра тяжести 35 строго вертикально вверх, что обеспечивает устойчивость самолета при взлете (а также впоследствии как при "висении", так и при посадке). Даже в случае отказа одного из двигателей 15, 16, поломки механизмов изменения шага или отказе других элементов воздушных винтов 19, 20 самолет сохранит устойчивое горизонтальное положение, что позволит пилоту либо перевести самолет в горизонтальный полет (при наличии достаточной высоты), либо совершить посадку.

Управление по всем осям на режимах взлета и посадки, а также "висения" обеспечивается за счет обдува выхлопными газами от двигателей 15, 16 концевых частей стабилизатора 14 и руля высоты 25, килей 12, 13 с рулями направления 26, 27 и элевонов 28, 29, которые могут отклоняться как синхронно с рулем высоты 25, обеспечивая наклон самолета либо на нос, либо на хвост, так и в разные стороны, обеспечивая крен самолета в любую нужную сторону. Рули направления 26, 27 обеспечивают поворот самолета вокруг вертикальной оси.

Взлет самолета в случае избыточной полезной нагрузки или по другим причинам может быть выполнен традиционным образом с обычного аэродрома, причем поворот кольцевого канала 36 с воздушными винтами 19, 20 на 30 ... 50 градусов от положения для горизонтального полета позволяет резко сократить длину разбега.

Режим II. Горизонтальный полет.

После набора достаточной высоты кольцевой канал 36 с заданной скоростью переводится в положение "b" (см. фиг. 2) и самолет плавно набирает скорость, переходя в горизонтальный полет. При достижении скорости, обеспечивающей создание достаточной для горизонтального полета подъемной силы крыла, один из двигателей может быть выключен и дальнейший полет будет совершаться в экономичном режиме. При отказе работающего двигателя горизонтальный полет может быть продолжен на другом. Полет на двух двигателях обеспечивает максимальную скорость. При этом достаточная площадь крыла обеспечивает самолету аэродинамическое качество не ниже 12...15, что позволяет даже в случае отказа обоих двигателей в горизонтальном полете при наличии некоторого запаса высоты произвести безопасную посадку.

Режим III. "Висение".

Для выполнения задач по наблюдению за местностью, выбору места для посадки и т.п. самолет может эксплуатироваться в режиме "висения", т.е. останавливаться в воздухе. Для этого кольцевой канал 36 поворачивают до придания оси воздушных винтов 19, 20 вертикального положения, после чего оборотами двигателей 15, 16 обеспечивают равенство силы тяги воздушных винтов 19, 20 весу самолета.

Дополнительный наклон оси воздушных винтов 19, 20 позволяет самолету перемещаться вперед или назад, в том числе и с наклоном на нос или на хвост за счет соответствующего отклонения руля высоты 25 и элевонов 28, 29. При этом элевоны позволяют обеспечить крен самолета и, соответственно, его скольжение в сторону крена, а рули направления 26, 27 обеспечивают поворот самолета вокруг вертикальной оси в любую сторону.

Режим IV. Посадка.

Для перехода из горизонтального полета в режим посадки запускается ранее остановленный второй двигатель и кольцевой канал 36 переводится из положения "b" в положение "a", причем благодаря тому, что угол поворота кольцевого канала 36 составляет 95 ... 100 градусов, этот наклон приводит к появлению горизонтальной составляющей тяги, которая тормозит самолет. Еще более быстрое торможение будет обеспечено при придании самолету положительного угла тангажа. После перехода в режим "висения" сила тяги винтов уменьшается и самолет совершает плавную посадку.

После посадки самолета для облегчения рулежки и помещения его в ангар консоли 10, 11 крыла поднимаются вверх в положение "c" (см. фиг. 3), что существенно уменьшает ширину самолета.

Использование предлагаемого изобретения позволяет: 1. Обеспечить существенное повышение безопасности полетов на режимах взлета, "висения" и посадки, в том числе и при отказе одного двигателя или при поломке механизма изменения шага одного или обоих воздушных винтов за счет обеспечения статической устойчивости самолета на этих режимах.

2. Обеспечить существенное повышение безопасности полетов как на режимах взлета, "висения" и посадки, так и в режиме горизонтального полета при отказе обоих двигателей за счет аэродинамического качества самолета, равного 12 ... 15, обеспечивающего безопасную посадку самолета при некотором запасе высоты или скорости.

3. Обеспечить высокую экономичность эксплуатации самолета (близкую к экономичности обычных самолетов такого класса по массе) путем исключения неоправданно высоких энергозатрат в процессе полета за счет обеспечения возможности выполнения полета на одном двигателе.

4. Обеспечить высокую степень универсальности применения самолетов такого типа путем исключения необходимости строительства специальных аэродромов и обеспечения эксплуатации даже с необорудованных площадок (в том числе с рыболовных судов, с грунтовых площадок, например, в сельской местности и т. п.).

5. Обеспечить возможность производить взлет традиционным образом с обычного аэродрома или с короткой неподготовленной площадки (в случае избыточного веса полезной нагрузки или на большой высоте над уровнем моря) с резким сокращением длины разбега.

6. Обеспечить пилоту повышенные удобства (комфортные рабочие условия) при выполнении всех режимов полета за счет обеспечения возможности управления самолетом с помощью привычных органов управления: рулей высоты, направления и элевонов, обеспечивающих в свою очередь пилоту привычные для него ощущения, возникающие в обычном горизонтальном полете.

Формула изобретения

1. Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж с гондолой и хвостовой балкой, шасси, крыло, имеющее две консоли и центроплан, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два двигателя, соединенные трансмиссиями с двумя воздушными винтами, и органы управления: элероны крыла, руль высоты, размещенный на стабилизаторе, и рули направления, размещенные на килях, отличающийся тем, что он выполнен с двумя хвостовыми балками, размещенными в горизонтальной плоскости и закрепленными на задней кромке центроплана, на которых около килей установлены элевоны, на передней кромке центроплана закреплена гондола, каждый из двигателей силовой установки закреплен неподвижно в соответствующей хвостовой балке в ее центральной части и установлен таким образом, что ось его выходного сопла направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, воздушные винты выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны, установлены на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещены в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что угол качания кольцевого канала с воздушными винтами составляет 95 - 100^o.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что расстояние оси качания кольцевого канала с воздушными винтами от центра тяжести самолета составляет 0,05 - 0,5 диаметра воздушного винта.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3