Силовая установка летательного аппарата

 

Силовая установка летательного аппарата предназначена для использования в авиации, в транспортных средствах на воздушной подушке, в конвертируемых (в летательные аппараты) автомобилях и т.п. Для обеспечения многофункциональности летательного аппарата (ЛА), компенсации отрицательного эффекта от смещения центра массы (весовой разбалансировки) ЛА на различных режимах полета, повышения его экономичности, маневренности и безопасности, в силовой установке ЛА, содержащей входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера ЛА с возможностью качания в плоскости симметрии ЛА, и систему управления, входное устройство выполнено сверхзвуковым, приводной двигатель и биротативный вентилятор образуют основной блок комбинированной силовой установки (ОБСУ), расположенный в основном воздухопроводе с возможностью качания в любой плоскости относительно входного устройства и планера, кинематическая связь ОБСУ и планера ЛА осуществлена через систему крепления (СК), позволяющую обеспечить подвижность ОБСУ относительно центра масс планера и передачу тяги от ОБСУ на планер, силовая установка содержит форсажные камеры и реактивные сопла, установленные за основным воздухопроводом ЛА с возможностью расположения в любом месте планера. Изобретение позволяет обеспечить многофункциональность ЛА и совместить в одном ЛА функции судна на воздушной подушке, вертолета и самолета со значительным качественным повышением на каждом из этих функциональных режимов устойчивости, весовой балансировки, надежности, маневренности, экономичности и безопасности летательного аппарата. 1 с. и 10 з.п. ф-лы.

Использование: в авиации, в транспортных средствах на воздушной подушке, в конвертируемых (в летательные аппараты) автомобилях и т.п.

Сущность изобретения: для обеспечения многофункциональности летательного аппарата (ЛА), компенсации отрицательного эффекта от смещения центра массы (весовой разбалансировки) ЛА на различных режимах полета, повышения его экономичности, маневренности и безопасности, в силовой установке ЛА, содержащей входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера ЛА с возможностью качания в плоскости симметрии ЛА, и систему управления, входное устройство выполнено сверхзвуковым, приводной двигатель и биротативный вентилятор образуют основной блок комбинированной силовой установки (ОБСУ), расположенный в основном воздухопроводе с возможностью качания в любой плоскости относительно входного устройства и планера, кинематическая связь ОБСУ и планера ЛА осуществлена через систему крепления (СК), позволяющую обеспечить подвижность ОБСУ относительно центра масс планера и передачу тяги от ОБСУ на планер, силовая установка содержит форсажные камеры и реактивные сопла, установленные за основным воздухопроводом ЛА с возможностью расположения в любом месте планера.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к авиастроению и двигателестроению, а именно к летательным аппаратам.

Известны ЛА вертикального взлета и посадки [4], создающие вертикальную составляющую тяги винтами. Наиболее экономичными из них и требующими наименьшей энерговооруженности при вертикальном взлете (посадке) (ВВП) и в режиме висения, а также наиболее экономичными при полетах на дальности до 700-800 км, являются вертолеты [4, рис. 1.34]. Как известно, они выполнены по схеме с открытым тянущим винтом (винтами).

Достоинством вертолетов является отсутствие существенных требований к месту взлета-посадки, отсутствие необходимости во взлетно-посадочных полосах, возможность зависания.

Недостатками таких схем ЛА являются значительные потери на обдув фюзеляжа и крыльев, отсутствие реальных возможностей туннелировать винты для повышения их кпд, значительный удельный вес трансмиссии. Для компенсации весовой разбалансировки используется автомат перекоса, но при этом положение планера полностью не выправляется. Кроме того, винты значительно выступают за планер, являясь при этом достаточно уязвимыми к ударам с различными преградами. Винты, особенно при несоосных схемах, генерируют сильные вихревые поля, уменьшающие их кпд и поднимающие пыль, снег, песок и т.п., опасные в том числе для силовых установок, ухудшающих безопасность взлета и посадки, демаскирующих (если речь идет о военных вертолетах) ЛА.

Известны также ЛА в виде самолетов, позволяющие достичь минимальной требуемой энерговооруженности и максимальной экономичности по отношению к ЛА других классов при скоростях полета примерно от 400 км/ч.

Недостатками этих ЛА является невозможность осуществления ими вертикального взлета и посадки и, вследствие этого, необходимость оборудования взлетно-посадочных полос; более жесткие требования к оборудованию аэродромов в целом. Кроме того, весовая разбалансировка имеет критические значения, а при некритических значениях компенсируется аэродинамикой самолета, с потерей аэродинамического качества и ухудшением связанных с ним экономичности, безопасности, увеличением требуемой энерговооруженности, или перекачкой топлива [4, с. 544], что конструктивно достаточно сложно, продолжительно по времени, требует значительных затрат энергии.

Известны также вертикально взлетающие и с коротким разбегом самолеты (СВВП) [4]. Помимо проблемы обеспечения для решения ряда задач вертикального (или укороченного) взлета и посадки отдельным направлением совершенствования таких ЛА является повышение их маневренности на различных режимах полета за счет изменения параметров суммарного вектора тяги.

Так, известен способ обеспечения вертикальной составляющей суммарного вектора тяги ЛА, заключающийся в отбирании части горячего воздушного потока после турбины турбореактивного двигателя (ТРД) и направлении ее под углом около 90^o к оси двигателя в дополнительное сопло для создания подъемной силы у поверхности земли [1].

Недостатком указанного способа является необходимость близкого к двигателю расположения дополнительного сопла, что приводит к приложению вертикальной составляющей тяги ТРД к планеру ЛА на значительном удалении от центра массы ЛА и выполнению промежуточных воздуховодов из жаропрочных материалов, а также очень низкая экономичность работы силовой установки на таком, как правило, форсажном, режиме.

Кроме того, из-за высоких требований к весовой балансировке ЛА и постоянного нахождения ЛА в режиме неустойчивого равновесия, такой способ предполагает либо управляемые флуктуации струи дополнительного сопла, либо дополнительные точки приложения тяги на различных местах планера, либо то и другое вместе.

Известен способ обеспечения вертикальной составляющей суммарного вектора тяги ЛА, заключающийся в изменении направления сопла ТРД посредством отклоняемой реактивной трубы и отклонения его вниз-вперед под углом до 110^o к оси двигателя для создания подъемной силы [1].

Недостатком указанного способа также является приложение вертикальной составляющей тяги ТРД к планеру ЛА на значительном удалении от центра массы ЛА, постоянное нахождение ЛА в режиме неустойчивого равновесия с перечисленными выше соответствующими недостатками, а также очень низкая экономичность работы силовой установки на таком, как правило, форсажном, режиме.

Кроме того, недостатками являются необходимость для обеспечения отклонения струи газов сложного трехшарнирного устройства и выполнение отклоняемой реактивной трубы из жаропрочных материалов.

Известен способ повышения маневренности ЛА изменением вектора тяги турбореактивного двигателя, заключающийся в отклонении реактивной струи на выходном срезе сопла [1].

Недостатком способа является относительно небольшой (до ~15^o) угол отклонения вектора тяги и невозможность быстрого и значительного сброса тяги двигателя без учета возможности помпажа и трудностей повторного выхода двигателя на режим.

Известен способ повышения маневренности в полете и уменьшения длины пробега ЛА посредством отбирания, путем введения заслонок в струю газов, части воздушного потока ТРД и направления ее под углом навстречу движению ЛА для создания тормозной силы (реверса) [2].

Достоинством данного способа является приложение тормозного усилия на достаточно близком расстоянии от равнодействующей аэродинамического сопротивления полету ЛА.

Недостатком указанного способа является неэффективное использование энергии обеспечивающих реверс газов.

Известен способ изменения вектора тяги ЛА с силовой установкой на базе ТРД, заключающийся в отбирании части мощности двигателя и передачи этой мощности посредством механического привода на подъемный двухступенчатый вентилятор с противоположным вращением ступеней для создания вертикальной тяги [1].

Недостатком указанного способа является необходимость сложной кинематической связи подъемного вентилятора с турбиной двигателя и регулировка подъемной силы этого вентилятора (оборотов вентилятора) оборотами турбины, что требует изменения режима работы двигателя летательного аппарата и не может быть выполнено быстро исходя из достаточно низких показателей приемистости турбореактивного двигателя (около 6-10 с) [2].

Кроме того, из-за высоких требований к весовой балансировке ЛА и постоянного нахождения ЛА в режиме неустойчивого равновесия, такой способ также предполагает либо управляемые флуктуации струи дополнительного сопла, либо дополнительные точки приложения тяги на различных местах планера, либо то и другое вместе.

Известен способ создания вертикальной составляющей тяги путем раскручивания горячими газами от ТРД находящегося в плоскости планера вентилятора [10].

Недостатком указанного способа является необходимость сложной газодинамической связи подъемного вентилятора с турбиной двигателя и регулировка подъемной силы этого вентилятора (оборотов вентилятора) оборотами турбины, что требует изменения режима работы двигателя летательного аппарата и не может быть выполнено быстро исходя из достаточно низких показателей приемистости турбореактивного двигателя (около 6-10 с) [2].

Кроме того, из-за высоких требований к весовой балансировке ЛА и постоянного нахождения ЛА в режиме неустойчивого равновесия, такой способ также предполагает либо управляемые флуктуации струи дополнительного сопла, либо дополнительные точки приложения тяги на различных местах планера, либо то и другое вместе.

Известен способ изменения вектора тяги ЛА с силовой установкой на базе ТРД, заключающийся в отборе части воздушного потока после вентилятора двигателя и направления его через воздуховоды к вспомогательным соплам в различных частях летательного аппарата для обеспечения управления по крену и рысканию [1].

Недостатком указанного способа является невозможность реализации через вспомогательные сопла достаточно больших значений тяги.

Известен также способ работы сверхзвуковой комбинированной воздушно-реактивной силовой установки путем динамического сжатия воздуха во входном устройстве, дожатия его вентилятором, приводимым во вращение двигателем, снабженным впускным коллектором, подачи сжатого воздуха в форсажную камеру, его турбулизации с подводом к нему тепла и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле, причем часть сжатого воздуха подают во впускной коллектор приводного двигателя; в качестве приводного двигателя используют поршневой двухтактный двигатель, а на режиме сверхзвуковой скорости полета уменьшают мощность, подводимую к вентилятору, при этом поддерживают степень повышения давления вентилятором, близкую к единице [3].

Достоинствами этого способа и базирующегося на нем высокоэкономичного мотокомпрессорного воздушного реактивного двигателя (МКВРД), является повышение экономичности как силовой установки, так и ЛА в целом, а также улучшение динамики ЛА вследствие дополнительной возможности, по отношению к вышеописанным способам, достаточно быстрого (в зависимости от времени реакции системы "приводной двигатель-компрессор") увеличения и уменьшения оборотов двигателя, то есть возможности достаточно быстрого уменьшения или повышения величины вектора тяги двигателя и повышения за счет этого надежности ЛА и безопасности полета.

ЛА, реализующие аэродинамический принцип полета, характеризуются рядом принципиальных недостатков.

Так, недостатком самолетов (в традиционной конфигурации) является невозможность совершать вертикальный взлет и посадку, поскольку неподвижное крыло создает подъемную силу только при поступательном движении.

Недостатками (особенностями) ЛА с вертикальным (укороченным) взлетом и посадкой являются: - принципиальная невозможность для вертолетов получить значения скоростей большие примерно 500 км/ч и обеспечить реальную дальность более примерно 500-700 км без резкого ухудшения экономичности полета; - невозможность на самолетных схемах ЛА с вертикальным (укороченным) взлетом и посадкой (СВВП) добиться хорошей экономичности и небольшой требуемой суммарной энерговооруженности одновременно для обеспечения вертикального (укороченного) взлета и посадки и для обеспечения горизонтального полета, т. к. для выполнения этих функций требуются либо разные силовые установки, либо при использовании одних и тех же силовых установок возникает необходимость в достаточно сложных и тяжелых дополнительных устройствах и трансмиссии; - жесткие требования по весовой балансировке таких ЛА, особенно самолетных схем, находящихся при подъеме и посадке в режиме неустойчивого равновесия.

Необходимо также отметить, что для всех существующих ЛА маневрирование определяется аэродинамическими силами и тягой СУ [5], что предъявляет определенные требования к механизации крыла и к формированию суммарного вектора тяги.

Из известных силовых установок ЛА наиболее близким аналогом - прототипом - является силовая установка ЛА, содержащая входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера летательного аппарата с возможностью качания в плоскости симметрии летательного аппарата, и систему управления [11] .

Недостатком указанной установки является необходимость перевода оси вентилятора в продольное по отношению к планеру положение для обеспечения горизонтального полета, что резко увеличивает аэродинамическое сопротивление и ограничивает горизонтальную скорость величинами, характерными для ЛА с винтомоторными установками.

Недостатком способа является также невозможность качания оси вращения вентилятора перпендикулярно плоскости симметрии самолета и регулирования расположения оси вращения вентилятора относительно центра масс планера вдоль его продольной оси, - для обеспечения устойчивости ЛА в режиме ВВП.

Техническим результатом предложенного изобретения является обеспечение многофункциональности летательного аппарата (ЛА), компенсации отрицательного эффекта от смещения центра массы (весовой разбалансировки) ЛА на различных режимах полета, повышение его маневренности, экономичности и безопасности.

Поставленная задача решается тем, что в силовой установке летательного аппарата, содержащей входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера летательного аппарата с возможностью качания в плоскости симметрии летательного аппарата, и систему управления, входное устройство выполнено сверхзвуковым, приводной двигатель и биротативный вентилятор образуют основной блок комбинированной силовой установки (ОБСУ), расположенный в основном воздухопроводе с возможностью качания в любой плоскости относительно входного устройства и планера, кинематическая связь ОБСУ и планера ЛА осуществлена через систему крепления (СК), позволяющую обеспечить подвижность ОБСУ относительно центра масс планера и передачу тяги от ОБСУ на планер, силовая установка содержит форсажные камеры и реактивные сопла, установленные за основным воздухопроводом ЛА с возможностью расположения в любом месте планера.

Поставленная задача решается также тем, что поток воздуха от входного устройства при подходе к вентилятору разделяется на потоки, идущие по касательным к составляющим вентилятор винтам, по (или против, в зависимости от поставленной задачи) направлению вращения винта.

Поставленная задача решается также тем, что ОБСУ содержит устройство перекрытия полностью или частично потока воздуха за вентилятором и направления его в устройства вспомогательной тяги для создания в определенных местах планера ЛА, в том числе с помощью индивидуальных форсажных камер и сопел, тяги в различных направлениях, а также в устройства организации взаимодействия потоков воздуха с несущими и управляющими поверхностями планера ЛА.

Поставленная задача решается также тем, что поток воздуха за вентилятором используется для привода различных устройств ЛА.

Поставленная задача решается также тем, что в качестве перекрывающего и, при необходимости компенсации момента вентилятора, закручивающего поток воздуха устройства, используют поворотные лопатки спрямляющего аппарата.

Поставленная задача решается также тем, что с целью обеспечения полета в режиме судна на воздушной подушке и удержания создаваемой под днищем в этом режиме воздушной подушки, на днище ЛА установлено управляемое экранирующее устройство, не изменяющее аэродинамику ЛА при его полете в режиме самолета.

Поставленная задача решается также тем, что экранирующее устройство выполнено в виде надувного пояса из эластичного материала, например резины, который надувается при необходимости создания и удержания воздушной подушки, а в спущенном состоянии не изменяет аэродинамику ЛА.

Поставленная задача решается также тем, что выход из ОБСУ закрывается аэродинамическим экраном для улучшения аэродинамики ЛА в самолетном режиме полета.

Поставленная задача решается также тем, что СК может при необходимости обеспечить консольный подвес ОБСУ к верхнему узлу крепления (УК) СК, расположенному над центром масс ЛА.

Поставленная задача решается также тем, что для обеспечения безопасности экипажа и спасения ЛА, к верхнему УК присоединяются стропы парашютной системы, срабатывающей по соответствующей команде системы управления ЛА.

Поставленная задача решается также тем, что парашютная система расположена в пространстве между ОБСУ, верхним УК и силовой конструкцией, соединяющей УК и планер.

Описываемая силовая установка ЛА функционирует следующим образом.

Установление оси основного блока комбинированной воздушно-реактивной СУ под необходимыми изменяемыми углами к плоскости планера позволяет непосредственно, без последующего поворота воздушного потока и связанных с этим потерь мощности, использовать поток воздуха от находящегося во внутреннем контуре планера вентилятора СУ для создания как вертикальной и горизонтальной (см. [11]), так и боковой составляющих суммарного вектора тяги, что важно при доэволютивных скоростях ЛА. По сравнению с вертолетом это позволяет снизить вредное сопротивление и отрицательные эффекты, связанные с прохождением завихренного потока воздуха от винта (винтов) мимо фюзеляжа [8, с. 298] . Это позволяет также реализовать перспективную интегральную схему расположения несущего винта (НВ) и фюзеляжа [8, с. 298].

Кроме того, такое техническое решение позволяет: - обеспечить тоннелирование винтов вентилятора и значительно повысить их кпд; - в полной мере, без классических ограничений по скорости вертолета [8, с. 299] , использовать НВ не только в вертикальном, но и в горизонтальном полете (при расположении вентилятора в плоскости планера); - отказаться от шарнирной втулки НВ и автомата перекоса, одних из сложнейших агрегатов вертолета [9, с. 182]; - использовать в вентиляторе винты большого диаметра; - значительно уменьшить требования к направлению и силе допустимого для ВВП и полетов ЛА ветра.

Важно отметить, что чем меньше скорость, предаваемая массе воздуха для создания подъемной силы (вертикальной составляющей суммарного вектора тяги), поддерживающей самолет или вертолет, тем меньше потребная мощность для этого на единицу веса ЛА [4, с. 23]. Поэтому эффективность вентилятора основного блока СУ на основе МКВРД за счет возможности использования вентиляторов большого диаметра (до нескольких метров) будет значительно выше, чем эффективность использования для создания подъемной силы потока газов ТРД. При этом эффективность самих винтов (т.е. без учета их привода) предлагаемого ЛА максимально приближается к эффективности винтов вертолета, т.к. в отличие от вертолетных винтов они тоннелированы, что позволяет проявить "эффект Бартини" и повысить их кпд не менее чем на 25-30% [7, с. 21].

Одной из основных проблем, возникающих при разработке СВВП, является обеспечение балансировки, устойчивости и управляемости на режимах ВВП, висения и переходных режимах. Такая же проблема стоит при полетах СВВП на малых (доэволютивных) скоростях [9, с. 190-192].

Осуществление кинематической связи основного блока СУ с планером ЛА через систему крепления (СК) обеспечивает: 1) подвижность ОБСУ, включая верхний узел крепления (УК), относительно центра масс планера, что позволяет реализовать весовую балансировку ЛА. На режимах ВВП и висения это техническое решение позволяет реализовать прохождение вертикальной составляющей вектора тяги через центр масс ЛА (при отсутствии колебаний ЛА), и тем самым значительно повысить устойчивость ЛА на режимах ВВП и висения; устойчивость и экономичность полета ЛА с незначительной горизонтальной скоростью, когда вследствие малых значений аэродинамических сил необходимо сохранение значительной вертикальной составляющей суммарного вектора тяги; управляемость и экономичность полета ЛА при больших скоростях, когда нет необходимости в создании вертикальной составляющей тяги.

В режиме горизонтального полета ЛА с достаточной для исключения из суммарного вектора создаваемой СУ тяги вертикальной составляющей такое выполнение СК позволяет повысить экономичность полета за счет возможности осуществления полной (или значительно лучшей) как продольной, так и поперечной весовой балансировки ЛА, что в настоящее время является проблематичным без использования аэродинамических свойств планера ЛА (с соответствующим этому ухудшением маневренности и экономичности полета [9]), и без перекачки топлива [4, с. 544] (что конструктивно достаточно сложно, продолжительно по времени, требует значительных затрат энергии);
2) передачу усилия от ОБСУ на планер посредством консольного подвеса ОБСУ к верхнему УК, что при расположении УК выше центра массы ЛА и при подвижности УК относительно центра масс (в том числе по высоте), повышает устойчивость ЛА и уменьшает амплитуду возможных его колебаний в режиме ВВП, висения и полета с малой горизонтальной скоростью.

В совокупности с весовой балансировкой ЛА путем смещения ОБСУ это позволяет добиться качественно лучшей устойчивости по сравнению с существующими ЛА.

Разделение потока воздуха от входного устройства при подходе к вентилятору на потоки, идущие по касательным к окружности основного блока СУ, по (или против, в зависимости от поставленной задачи) направлению вращения винта (винтов) позволяет соответственно дополнительно увеличить (уменьшить) скорость вращения винта (винтов) вентилятора до достижения концами лопастей скорости звука в набегающем потоке воздуха. Это позволяет при необходимости получить больший кпд винта (винтов).

Перекрытие потока воздуха за вентилятором полностью или частично и направление его по воздуховодам в устройства вспомогательной тяги позволяет создавать и регулировать в определенных местах планера ЛА тягу в различных направлениях, в том числе с помощью установки в конце воздуховодов индивидуальных форсажных камер и сопел, с целью изменения параметров суммарного вектора тяги ЛА.

Так, например, на режиме ВВП и висения необходимы вертикальные составляющие суммарного вектора тяги (одна - основная, другие - вспомогательные, для стабилизации положения планера). На режиме полета ЛА с небольшой горизонтальной составляющей скорости необходимы как вертикальные, так и горизонтальные составляющие суммарного вектора тяги. На режиме полета ЛА с достаточно высокой горизонтальной скоростью (при достаточно большой аэродинамической подъемной силе), необходима только горизонтальная составляющая суммарного вектора тяги.

При выполнении ЛА маневра может возникнуть необходимость, помимо основной горизонтальной (или основной вертикальной, в зависимости от скорости ЛА) составляющей тяги, в дополнительных, разнесенных по планеру, горизонтальных, вертикальных и других составляющих суммарного вектора тяги.

Кроме того, перекрытие воздушного потока за вентилятором и распределение воздушного потока по воздуховодам может быть использовано для привода различных устройств ЛА, а также для организации взаимодействия потоков воздуха с несущими и управляющими поверхностями планера ЛА [8, с. 300].

В качестве перекрывающего поток воздуха устройства могут быть использованы поворотные лопатки спрямляющего аппарата.

В самолетном режиме полета с горизонтальной скоростью, достаточной для прекращения формирования основной (непосредственно от ОБСУ) вертикальной составляющей суммарного вектора тяги ЛА, с целью улучшения аэродинамики ЛА, выход из ОБСУ закрывается аэродинамическим экраном.

Для обеспечения взлета-посадки и полета ЛА в режиме судна на воздушной подушке и удержания создаваемой под днищем в этом режиме воздушной подушки на днище ЛА установлено экранирующее воздушную подушку устройство, не изменяющее аэродинамику ЛА при его полете в режиме самолета, которое может быть выполнено в виде надувного пояса из эластичного материала, например резины, который надувается при необходимости создания и удержания воздушной подушки, а в спущенном состоянии не изменяет аэродинамику ЛА. Отказ от шасси позволит сэкономить до 3-5% от полной взлетной массы ЛА [9, с. 323] и сделать полет значительно более экономичным.

Для реализации, с целью обеспечения большей устойчивости ЛА в режиме ВВП, возможности передачи тяга от ОБСУ на планер через одну точку качания, расположенную выше центра масс ЛА, СК может при необходимости обеспечить консольный подвес ОБСУ к верхнему узлу крепления (УК) СК, расположенному над центром масс ЛА.

С целью обеспечения безопасности экипажа и спасения ЛА к верхнему УК СК, находящемуся при статической балансировке на одной вертикали с центром масс ЛА и выше его, могут быть присоединены стропы парашютной системы, срабатывающей по соответствующей команде системы управления ЛА.

Для выполнения дополнительных функций по реализации управления системой крепления и ОБСУ, а также для формирования необходимого на различных режимах полета ЛА суммарного вектора тяги, системе управления ЛА необходимо задать ряд соответствующих дополнительных функций.

Таким образом, предложенный ЛА с СУ на основе высокоэкономичного мотокомпрессорного воздушного реактивного двигателя (МКВРД), позволяет обеспечить многофункциональность ЛА и совместить в одном ЛА функции судна на воздушной подушке, вертолета и самолета, со значительным, качественным повышением на каждом из этих функциональных режимов устойчивости, весовой балансировки, надежности, маневренности, экономичности и безопасности летательного аппарата.

Источники информации
1. Научно-технический журнал "Двигатель". 1 (1), 1999 г., с. 24, 25.

2. Г.И. Житомирский. Конструкция самолетов: учебник для студентов авиационных вузов. -М.: Машиностроение, 1995, с. 394, 395.

3. Те Геня, Захаров Е.Н. Способ работы сверхзвуковой комбинированной воздушно-реактивной силовой установки. Патент РФ 2140001, приоритет от 04.10.1996 г.

4. М. Л. Миль и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Ч.1. Аэродинамика.

5. Большая Советская энциклопедия. Издание третье. Т.15. М.: 1974.

6. Х. Кухлинг. Справочник по физике. М.: Мир, 1982.

7. "Техника - молодежи". 6, 2000 г.

8. Большая энциклопедия транспорта. Т. 2. Авиационный транспорт. М.: Машиностроение, 1995.

9. С. М. Егер, А.М. Матвиенко, И.А.Шаталов. Основы авиационной техники. Под ред. И.А. Шаталова. М.: Издательство МАИ, 1999.

10. Патент США 4773618, приоритет от 27.09.1988 г.

11. Бетенев П.М., Рогов А.П. Самолет вертикального взлета и посадки Бетенева-Рогова. Патент РФ 2141432, приоритет от 18.11.1999 г.

Формула изобретения

1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера летательного аппарата (ЛА) с возможностью качания в плоскости симметрии летательного аппарата, и систему управления, отличающаяся тем, что входное устройство выполнено сверхзвуковым, приводной двигатель и биротативный вентилятор образуют основной блок комбинированной силовой установки (ОБСУ), расположенный в основном воздухопроводе с возможностью качания в любой плоскости относительно входного устройства и планера, кинематическая связь ОБСУ и планера ЛА осуществлена через систему крепления (СК), позволяющую обеспечить подвижность ОБСУ относительно центра масс планера и передачу тяги от ОБСУ на планер, силовая установка содержит форсажные камеры и реактивные сопла, установленные за основным воздухопроводом ЛА с возможностью расположения в любом месте планера.

2. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что поток воздуха от входного устройства при подходе к вентилятору распределяется на потоки, идущие по касательным к винту (винтам) вентилятора, по (или против, в зависимости от поставленной задачи) направлению вращения винта.

3. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что содержит устройство перекрытия полностью или частично потока воздуха за вентилятором и направления его в устройства вспомогательной тяги для создания в определенных местах планера ЛА, в том числе с помощью индивидуальных форсажных камер и сопел, тяги в различных направлениях, а также в устройства организации взаимодействия потоков воздуха с несущими и управляющими поверхностями планера ЛА.

4. Силовая установка летательного аппарата по пп. 1 и 3, отличающаяся тем, что поток воздуха за вентилятором используется для привода различных устройств ЛА.

5. Силовая установка летательного аппарата по пп. 1 и 3, отличающаяся тем, что в качестве перекрывающего и, при необходимости компенсации момента вентилятора, закручивающего поток воздуха устройства используют поворотные лопатки спрямляющего аппарата.

6. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что на днище ЛА установлено управляемое экранирующее устройство, не изменяющее аэродинамику ЛА при его полете в режиме самолета и обеспечивающее полет в режиме судна на воздушной подушке и удержание создаваемой под днищем в этом режиме воздушной подушки.

7. Силовая установка летательного аппарата по пп. 1 и 6, отличающаяся тем, что экранирующее устройство выполнено в виде надувного пояса из эластичного материала, например резины, который надувается при необходимости создания и удержания воздушной подушки, а в спущенном состоянии не изменяет аэродинамику ЛА.

8. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что выход из ОБСУ закрывается аэродинамическим экраном для улучшения аэродинамики ЛА в самолетном режиме полета.

9. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что СК может при необходимости обеспечить консольный подвес ОБСУ к верхнему узлу крепления (УК) СК, расположенному над центром масс ЛА.

10. Силовая установка летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения безопасности экипажа и спасения ЛА, к верхнему УК присоединяются стропы парашютной системы, срабатывающей по соответствующей команде системы управления ЛА.

11. Силовая установка летательного аппарата по пп. 1 и 10, отличающаяся тем, что парашютная система расположена в пространстве между ОБСУ, верхним УК и силовой конструкцией, соединяющей УК и планер.

NF4A Восстановление действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение

Дата, с которой действие патента восстановлено: 10.09.2008

Извещение опубликовано: 10.09.2008        БИ: 25/2008

---