Самолет с реактивными крыльями

Авторы патента:

Григорчук Владимир Степанович (RU)

B64C15/14 - создаваемой вспомогательными реактивными двигателями (струйные закрылки B64C 9/38)

Владельцы патента RU 2331549:

Григорчук Владимир Степанович (RU)

Изобретение относится к области авиации. Самолет с реактивными крыльями содержит фюзеляж, три пары полукрыльев, два реактивных двигателя, установленных на пилонах в задней части фюзеляжа, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси, механизмы управления. Полукрылья, одинаковые по конструкции, закреплены по бокам фюзеляжа. Каждое полукрыло выполнено в форме прямоугольного короба, имеющего продольные и поперечные внутренние перегородки, которые делят внутренний объем полукрыла на отдельные изолированные друг от друга воздухопроводы, каждый из которых имеет воздухозаборник, поворотную часть и выходной вертикальный канал. Верхняя часть каждого полукрыла отклонена назад в сторону хвостового оперения таким образом, что передняя кромка прямоугольного короба образует с вертикальной плоскостью угол в 45 градусов. В верхней части полукрылья имеют горизонтальные стабилизаторы, на средних из которых установлены элероны. Данное техническое решение позволяет распределить подъемную силу по длине фюзеляжа и увеличить устойчивость самолета в полете. 8 ил.

Настоящее изобретение относится к области авиации и может найти применение в качестве транспортного самолета.

Известен самолет, содержащий фюзеляж, маршевый реактивный двигатель, два движителя вертикального подъема, корпуса которых расположены в передней части фюзеляжа, два движителя вертикального подъема, корпуса которых расположены в задней части фюзеляжа, причем корпус каждого из движителей вертикального подъема выполнен в форме воздуховода, имеющего воздухозаборник и сопло, механизмы управления движителями вертикального подъема, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси, механизмы управления самолетом. Каждый из движителей вертикального подъема выполнен в форме трех воздуховодов, имеющих сопла с диффуорами и воздухозаборники с предохранительными решетками, причем два воздуховода каждого из движителей вертикального подъема имеют регулируемые заслонки. Механизмы управления движителями вертикального подъема имеют приводы, которые кинематически связаны с регулируемыми заслонками воздухозаборников, а сопла воздухозаборников повернуты относительно воздухозаборников в вертикальной плоскости на 90 градусов /Патент РФ №2123960, кл. В64С 15/14, опубл. 27.12.98, бюл. №56/.

Недостатком известного самолета является недостаточная подъемная сила.

Указанный недостаток обусловлен конструкцией движителей вертикального подъема.

Известен также самолет, содержащий фюзеляж, три пары полукрыльев, средняя пара из которых прикреплена к верхней части фюзеляжа, а передняя и задняя лары полукрыльев прикреплены к нижней части фюзеляжа и расположены тандемом, две передние и две задние рулевые плоскости, расположенные в нишах фюзеляжа, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы, два реактивных двигателя, установленные в задней части над фюзеляжем один поверх другого, двигатель внутреннего сгорания, кинематически связанный с генератором электрического тока, систему уменьшения давления самолета на грунт, систему защиты самолета от ударов молнии, посадочное шасси с носовым опорным колесом, механизмы управления. /Патент РФ №2086478, кл. В64С 59/08, В64D 41/00, опубликован 10.08.97, бюл. №22/.

Известный самолет по патенту РФ №2086478, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.

Недостатками известного самолета по патенту РФ №2086478, принятого за прототип, являются: сложность конструкции, большой вес, большое индуктивное сопротивление полукрыльев, недостаточная подъемная сила.

Указанные недостатки обусловлены наличием большого числа полукрыльев аэродинамического профиля, установкой дополнительных систем, увеличивающих вес самолета.

Целью настоящего изобретения является упрощение конструкции и повышение эксплуатационных качеств самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что три пары полукрыльев аэродинамического профиля, двигатель внутреннего сгорания с генератором электрического тока, система уменьшения давления самолета на грунт, система защиты самолета от ударов молнии, две передние и две задние рулевые плоскости, два реактивных двигателя, размещенные в задней части над фюзеляжем один поверх другого заменены двумя реактивными двигателями, установленными на пилонах в задней части по бокам фюзеляжа, тремя парами реактивных полукрыльев, закрепленных по бокам фюзеляжа на одной линии на некотором расстоянии одно от другого, одинаковыми по конструкции, каждое из которых выполнено в форме прямоугольного короба, имеющего продольные и поперечные перегородки, делящие внутренний объем полукрыла на отдельные изолированные друг от друга воздуховоды, каждый из которых имеет воздухозаборник, поворотную часть и выходной вертикальный канал, кроме того, верхняя часть каждого полукрыла отклонена назад в сторону хвостового оперения таким образом, что передняя кромка прямоугольного короба образует с вертикальной плоскостью угол в 45 градусов, кроме того, в верхней части реактивные полукрылья имеют горизонтальные стабилизаторы, на средних из которых установлены элероны, а на вертикальном стабилизаторе установлен руль направления.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета с реактивными крыльями, на фигуре 2 - вид спереди на самолет с реактивными крыльями, на фигуре 3 - вид сверху на самолет с реактивными крыльями, на фигуре 4 - общий вид реактивного полукрыла самолета, на фигуре 5 - разрез по А-А фигуры 4, на фигуре 6 - разрез по Б-Б фигуры 4, на фигуре 7 - вид сбоку на реактивное полукрыло в разрезе, на фигуре 8 - схема создания подъемной силы на реактивном полукрыле.

Самолет с реактивными крыльями содержит фюзеляж 1 с пилотским и грузопассажирским отделениями. По бокам фюзеляжа закреплены три пары реактивных полукрыльев 2, 5, 4, 5, 6, 7, одинаковых по конструкции, установленных на одной линии на некотором расстоянии одно от другого. Каждое реактивное полукрыло выполнено в форме прямоугольного короба 8, имеющего продольные 9 и поперечные 10 внутренние перегородки, делящие внутренний объем реактивного полукрыла на отдельные, изолированные друг от друга воздуховоды, каждый из которых имеет воздухозаборник 11, поворотную часть 12 и выходной вертикальный канал 13. Верхняя часть каждого реактивного полукрыла отклонена назад в сторону хвостового оперения так, что передняя кромка прямоугольного короба образует с вертикальной плоскостью угол α, равный 45 градусам. В верхней части реактивные полукрылья имеют горизонтальные стабилизаторы 14, на средних из которых установлены элероны 15, 16, связанные с механизмом управления самолетом в поперечной плоскости. В задней части фюзеляжа закреплены вертикальный 17 и горизонтальные 18, 19 стабилизаторы, имеющие рули направления 20 и высоты 21, 22. В задней части фюзеляжа на пилонах 25, 24 закреплены реактивные двигатели 25, 26. В нижней части фюзеляжа установлено посадочное шасси 27 с носовым опорным колесом 28. Работа самолета.

После запуска реактивных двигателей 25, 26 самолет выруливает на взлетную полосу, разбегается и взлетает. При этом встречный воздушный поток, двигаясь со скоростью V, набегает на переднюю часть реактивных полукрыльев 2, 5, 4, 5, 6, 7, поступает в воздухозаборники 11, проходит поворотные части 12 и далее с силой выбрасывается наружу вертикально вниз, перемещаясь по вертикальный каналам 15. В результате возникает реактивная сила, которая и является подъемной силой Ру самолета уравновешивает его вес, отрывает его от взлетной полосы и удерживает в полете на необходимой высоте. Реактивные полукрылья не имеют предкрылков, но при необходимости на первую и третью пары могут быть установлены закрылки для увеличения подъемной силы при взлете и посадке. Управление в пространстве осуществляется элеронами 15, 16, рулем направления 20 и рулями высоты 21, 22 с пульта управления и ничем не отличается от обычных самолетов.

Положительный эффект: более высокая подъемная сила, большее количество груза может быть перевезено за единицу времени, более равномерное распределение подъемной силы по длине фюзеляжа и более высокая устойчивость в полете.

Самолет с реактивными крыльями, содержащий фюзеляж, три пары полукрыльев, два реактивных двигателя, установленных на пилонах в задней части фюзеляжа, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, разделенные в задней части фюзеляжа, посадочное шасси с передним опорным колесом, механизмы управления, отличающийся тем, что три пары реактивных полукрыльев, одинаковых по конструкции, закреплены по бокам фюзеляжа и установлены на одной линии на некотором расстоянии одно от другого, каждое из которых выполнено в форме прямоугольного короба, имеющего продольные и поперечные внутренние перегородки, делящие внутренний объем реактивного полукрыла на отдельные изолированные друг от друга воздухопроводы, каждый из которых имеет воздухозаборник, поворотную часть и выходной вертикальный канал, кроме того, верхняя часть каждого из реактивных полукрыльев отклонена назад в сторону хвостового оперения таким образом, что передняя кромка прямоугольного короба образует с вертикальной плоскостью угол в 45°, кроме того, в верхней части реактивные полукрылья имеют горизонтальные стабилизаторы, на средних из которых установлены элероны.

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на потоках газов. .

Самолет в.с.григорчука // 2123960

Сопло с клапаном для двигателя поперечного управления // 2087382

Способ управления ракетой и устройство для его осуществления // 2045741

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления.

Балочный держатель противоштопорной установки // 1119257

Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления // 2414391

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе

Летательный аппарат // 2547208

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом. Отсек для укладки парашюта размещен в середине верхней части корпуса, выше отсека - подвижной пластины, ниже отсека - блока управления выбросом парашюта. Внизу передней части корпуса введены импульсный двигатель с выхлопным соплом, поворотная секторная пружинная заслонка впереди этого сопла, вертикальная стойка позади заслонки, связанной с ней после поворота. Изобретение направлено на увеличение эффективности торможения. 1 ил.

Способ стабилизации слабодемпфированного неустойчивого объекта управления и устройство для его осуществления // 2581787

Группа изобретений относится к области управления угловым движением преимущественно нелинейных нестационарных систем с переменными параметрами, в частности летательных аппаратов (ЛА) с вертикальными взлётом и посадкой. Способ заключается в формировании гиростабилизирующего момента ЛА с помощью жидкостного гироскопа (ЖГ): тороидального кольца, в котором осуществляется спиральная закрутка потока жидкости (жидкого металла) вокруг центральной и круговой осей тора. ЖГ закрёплен внутри ЛА через амортизаторы. Устройство, в варианте ЛА вертикального взлета и посадки, содержит указанный ЖГ, два циркуляционных насоса и гидродинамические насадки для указанной спиральной закрутки жидкости. Имеется система управления прецессионным движением ЖГ, исполнительными органами которой служат две пары газоструйных рулей, расположенных на взаимно перпендикулярных осях. Техническим результатом группы изобретений является повышение устойчивости управляемых объектов рассматриваемого типа. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации // 2581894

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны. Стабилизируют ОЧ в статически устойчивом положении, используют энергетику на основе газификации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива, обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы, совершают аэродинамический маневр, осуществляют управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ путем раздельного сброса продуктов газификации (ПГ) из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы (ГС), осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса ГС. Изобретение позволяет повысить точность стабилизации ОЧ при штатных возмущениях, снизить массу и габариты системы утилизации ПГ, частоты колебаний ОЧ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

Концевая часть крыла самолета // 2597741

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха. Снизу к концевому участку каркаса прикреплен козырек, препятствующий перемещению воздуха вдоль плоской нижней аэродинамической поверхности крыла в сторону сквозных каналов. Изобретение направлено на увеличение скорости вертикального взлета самолета. 3 ил.

Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета // 2615842

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов. Каждый маршевый двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и турбореактивный двигатель. В передней части фюзеляжа располагается обтекатель, внутри которого находятся двигатели бокового и вертикального разворота. На обтекателе расположены передние интерцепторы. В хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод, который снабжен направляющими лопатками. На центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода. Турбореактивный двигатель имеет компрессор, турбину высокого давления и турбину низкого давления, которые расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя. Турбина высокого давления имеет систему охлаждения. Группа изобретений направлена на повышение эффективности охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя гиперзвукового самолета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 15 ил.

Самолет // 2641399

Изобретение относится к области самолетов: вертикального взлета и посадки. Самолет содержит фюзеляж с кабиной управления, хвостовое оперение, шасси, силовую установку, прикрепленные к фюзеляжу крылья. В носовой и хвостовой частях фюзеляжа установлены воздушные винты/турбины для перемещения наружного воздуха вертикально вниз. В носовой и хвостовой частях фюзеляжа горизонтально закреплены консоли с отверстиями для воздушных винтов/турбин. В носовой части фюзеляжа консоли прикреплены снаружи к боковой стенке, а в хвостовой его части фюзеляжа к основанию стабилизатора хвостового оперения. К торцу концевой части крыла прикреплена горизонтально обтекаемая гондола с расположенным в ней реактивным двигателем с отводом истекающей газовой струи вертикально вниз. Со стороны входного отверстия двигателя установлен поворотный колпак. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 3 ил.

Способ спуска отделяющейся части ракеты-носителя // 2643073

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку. При этом после входа в атмосферу рассчитывают величину балансировочного угла атаки, его ориентацию, обеспечивающую переход на попадающую траекторию спуска в заданную точку прицеливания. Рассчитывают параметры спиральной траектории («Спираль»), по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки относительно попадающей траектории спуска. Причем переход ОЧ на «Спираль» осуществляется с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода ОЧ на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ, а нижний конец «Спирали» касается начала траектории тормозного участка, на котором осуществляют отработку тормозного импульса. Движение ОЧ по «Спирали» осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ. Достигается снижение массы конструкции, увеличение точности посадки ОЧ, снижение нагрузки на корпус ОЧ. 1 ил.