Самолет с вертикальными взлетом и посадкой

Изобретение относится к самолетам с вертикальными взлетом и посадкой. Самолет с вертикальными взлетом и посадкой включает фюзеляж (1), на котором закреплено крыло (7) и размещен турбореактивный двухконтурный двигатель (15). Закомпрессорное внутреннее пространство двигателя, ограниченное корпусом компрессора, разделено внешней стенкой камеры сгорания на два отдельных, внешнее и внутреннее, кольцевых пространства. По бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных в поперечной плоскости самолета крыла (5, 6), которые выпуклой стороной обращены вверх, а вогнутой стороной - вниз. В нижней части фюзеляжа размещен прямоточный реактивный двигатель (22) с боковыми выпускными каналами (25, 26), причем продольные оси каналов направлены по касательной к вогнутой поверхности крыльев, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками с возможностью регулируемого открытия или полного закрытия выпускных каналов. Изобретение уменьшает расход горючего при вертикальном взлете или посадке самолета. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к самолетам с вертикальными взлетом и посадкой, оснащенным турбореактивными двигателями.

Известны самолеты, в которых для осуществления вертикальных взлета и посадки используется струя газа турбореактивного двигателя, отклоненная вниз, при этом вертикальная тяга определяется количеством движения газа по формуле Р=mν.

Поэтому для осуществления вертикального взлета необходима тяга, превышающая вес самолета, что требует установки на самолет двигателя с избыточной, в горизонтальном полете, мощности двигателя и приводит к большому расходу топлива.

Задачей изобретения является повышение КПД силовой установки при вертикальных взлете и посадке самолета.

Самолет включает фюзеляж, на котором закреплено крыло и размещен турбореактивный двухконтурный двигатель, в котором закомпресорное внутреннее пространство двигателя, ограниченное корпусом компрессора, разделено внешней стенкой камеры сгорания на два отдельных - внешнее и внутреннее - кольцевых пространства.

Данный самолет отличается от аналогов тем, что площадь поперечного сечения внешнего кольцевого пространства больше площади поперечного сечения внутреннего кольцевого пространства, по бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных, в поперечной плоскости самолета, крыла, которые выпуклой стороной обращены вверх, а вогнутой стороной обращены вниз; в нижней части фюзеляжа размещен прямоточный реактивный двигатель с боковыми выпускными каналами, продольные оси которых направлены по касательной к вогнутой поверхности крыльев, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками с возможностью регулируемого открытия или полного закрытия выпускных каналов; камера сгорания прямоточного реактивного двигателя связана с внешним кольцевым пространством компрессора воздуховодным каналом, а внутреннее кольцевое пространство компрессора связанно с турбореактивным двигателем; за пределами сопла турбореактивного двигателя, на горизонтальных осях установлены плоские газовые рули высоты, реактивное сопло прямоточного двигателя, в поперечном сечении, выполнено прямоугольной формы, при этом в пределах сопла на вертикальных осях установлены два газовых руля поворота, с обеспечением полного или частичного закрытия сопла.

В данном самолете газовые струи, истекающие из выпускных каналов прямоточного реактивного двигателя, взаимодействуя с вогнутой поверхностью крыльев, передают им часть своей кинетической энергии по формуле К=1/2mν², которая во много раз больше, чем количество движения, которым определяется реактивная вертикальная тяга самолета-аналога.

Таким образом, благодаря конструктивным особенностям самолета и его силовой установки на данном самолете более полно используется кинетическая энергия газовой струи при вертикальном взлете и посадке самолета.

На фиг.1 показан самолет с вертикальным взлетом и посадкой, вид сбоку с частичным разрезом в вертикальной плоскости.

На фиг.2 - тот же самолет, вид сверху.

На фиг.3 - вид спереди, с частичным разрезом в поперечной плоскости.

На фиг.4, 5, 6, 7, 8 показаны разные положения газовых рулей ТРД (вид сбоку).

На фиг.4 - рули установлены по потоку - при горизонтальном полете самолета.

На фиг.5 - рули установлены так, что делят общий газовый поток на три струи - вверх, вниз и назад - при полете самолета на малой скорости.

На фиг.6 - рули перекрывают движения газового потока назад и отклоняют его вверх и вниз - при вертикальном взлете и посадке самолета.

На фиг.7 - рули создают на хвосте самолета небольшую вертикальную силу - для стабилизации самолета в вертикальной плоскости.

На фиг.8 - рули создают на хвосте самолета большую вертикальную силу - для обеспечения центровки самолета при малой скорости полета.

На фиг.9, 10, 11, 12, 13 показаны разные положения газовых рулей ПРД (вид сверху).

На фиг.9 - положение рулей по потоку при горизонтальном полете самолета.

На фиг.10 - рули частично перекрывают реактивное сопло ПРД - при полете самолета на малой скорости.

На фиг.11 - рули полностью перекрывают реактивное сопло ПРД - при вертикальном взлете и посадке.

На фиг.12 - рули отклоняют газовый поток в сторону для разворота самолета при взлете и посадке.

На фиг.13 - рули отклоняют газовый поток в сторону для маневрирования самолета перед посадкой.

На фиг.14, 15, 16, 17 показаны положения регулирующих заслонок ПРД (вид спереди).

На фиг.14 - регулирующие заслонки полностью убраны в свои гнезда, а выпускные боковые каналы ПРД полностью открыты - при вертикальном взлете самолета.

На фиг.15 - регулирующие заслонки частично перекрывают выпускные каналы ПРД - при вертикальной посадке самолета.

На фиг.16 - регулирующие заслонки полностью перекрывают выпускные каналы ПРД - при горизонтальном полете самолета.

На фиг.17 - одна из заслонок частично открывает один из выпускных каналов, создавая или устраняя боковой крен при посадке или взлете самолета.

Самолет включает фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2, стойкой передних колес 3 и задних колес 4. По бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных, в поперечной плоскости самолета, газоотражающих крыла 5 и 6, выпуклая сторона которых обращена вверх, а вогнутая - вниз; крылья установлены с углом атаки относительно продольной оси самолета. Сверху фюзеляжа закреплено нормальное крыло 7, на концах которого шарнирно установлены элероны 8 и 9, в центре крыла установлен закрылок 10, на хвостовой части фюзеляжа закреплены два стабилизатора 11 и 12, на которых установлены (совмещенные по функциям) рули высоты и поворота 13 и 14. В задней части фюзеляжа размещен турбореактивный двигатель 15 с компрессором 16, камерой сгорания 17 и многоступенчатой турбиной 18. Впереди компрессора установлен агрегатный блок 19 и пусковой двигатель 20 (автомобильного типа), который соединен с агрегатным блоком и двигателем посредством центробежной муфты сцепления 21.

Кроме турбореактивного двигателя 15, самолет содержит также прямоточный реактивный двигатель 22. Для работы данной силовой установки компрессор 16 обладает повышенной производительностью и подает сжатый воздух не только в камеру сгорания турбореактивного двигателя, но и в прямоточный двигатель 22, причем в большем количестве, чем в турбореактивный двигатель.

Закомпрессорное кольцевое пространство S₀ делится внешней стенкой камеры сгорания 17 на два отдельных - внутреннее и внешнее - кольцевых пространства, причем поперечное сечение внутреннего кольцевого пространства S₁ имеет меньшую площадь, чем площадь поперечного сечения внешнего кольцевого пространства S₂.

В соответствии с этим большая часть от общего объема сжатого воздуха подается в прямоточный двигатель 22 через воздуховодный канал 23. На боковых стенках прямоточного двигателя выполнены боковые выпускные каналы 25 и 26, которые выходят наружу фюзеляжа в месте перехода поверхности фюзеляжа в вогнутую поверхность крыльев 5 и 6, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками 27 и 28, которые установлены в направляющих гнездах, для регулирования потока газа или полного закрытия выпускных каналов.

Турбореактивный двигатель содержит сопло 29, за пределами которого на горизонтальных осях установлены плоские газовые рули высоты 31 и 32, а сопло 30 прямоточного двигателя 22 в поперечном сечении выполнено прямоугольной формы, при этом в пределах сопла на вертикальных осях установлены два газовых руля поворота 33 и 34, с возможностью частичного или полного перекрытия рулями реактивного сопла 30. В камерах сгорания обоих двигателей установлены форсунки 35 и 36 для подачи и распыления топлива.

Силовая установка самолета работает следующим образом.

Воздух из атмосферы поступает в компрессор 16 повышенной производительности, из которого в сжатом состоянии поступает в закомпрессорное кольцевое пространство S₀, в котором внешней стенкой камеры сгорания делится на два неравных потока, при этом внутренний поток, с меньшим объемом сжатого воздуха, из внутреннего кольцевого пространства S₁ поступает в камеру сгорания 17 турбореактивного двигателя 15, где происходит сгорание топлива, сопровождающееся повышением давления и температуры газа до величины, определяемой жаропрочностью лопаток многоступенчатой турбины 18, при этом большая часть энергии газа расходуется на работу турбины, т.е. на вращение увеличенного компрессора 16, а оставшееся после турбины давление газа используется как реактивная тяга турбореактивного двигателя.

Второй поток, с большим объемом сжатого воздуха, из внешнего кольцевого пространства S₂ поступает в воздуховодный канал, а из него - в камеру сгорания прямоточного реактивного двигателя 22, в котором, в зависимости от режима его работы, например при вертикальном взлете самолета, когда реактивное сопло 30 фиг.11 прямоточного двигателя перекрыто рулями поворота 33 и 34, топливо подается в больших пропорциях к воздуху, чем в турбореактивном двигателе 15, что сопровождается более высокими температурой и давлением газа, который по боковым выпускным каналам 25 и 26, в виде плоских газовых струй, устремляется по касательной к вогнутой поверхности крыльев 5 и 6 самолета. При этом, проходя по вогнутой поверхности крыльев, газовые струи вынужденно меняют направление своего движения на противоположное, оказывая при этом динамическое давление на вогнутую поверхность крыльев 5 и 6, при этом суммарное давление направлено вверх. Причем динамическое давление газовых струй определяется их кинетической энергией по формуле К=1/2mν², которая в связи с квадратичностью скорости газа в формуле численно во много раз больше количества движения по формуле P=mν, которое определяет реактивную тягу такой же газовой струи в самолете-аналоге.

В режиме горизонтального полета боковые выпускные каналы 25 и 26 перекрывают клапанами-заслонками 27 и 28, а реактивное сопло 30 фиг.9 открывают, при этом прямоточный двигатель работает в реактивном режиме, создавая горизонтальную тягу для горизонтального полета самолета.

Вертикальный взлет и посадка осуществляются в следующей последовательности работы систем управления:

1. Исходные положения. Газовые рули высоты 31 и 32 за соплом турбокомпрессорного реактивного двигателя (далее - ТРД) устанавливают поперек газового потока (фиг.6). Газовые рули 33-34 сопла 30 прямоточного реактивного двигателя (далее - ПРД) устанавливают в положение, при котором они полностью перекрывают сопло ПРД (фиг.11). Боковые выпускные каналы ПРД 25 и 26 полностью открывают (фиг.14)

2. Запуск силовой установки. С помощью пускового двигателя 20 (через агрегатный блок 19) вал ТРД раскручивают до необходимых оборотов, двигатель запускается, центробежная муфта 21 разъединяет пусковой двигатель и ТРД, пусковой двигатель выключают.

3. Вертикальный взлет самолета. ТРД выводят на максимальные обороты, при этом его реактивная струя (существенно ослабленная на многоступенчатой турбине 18), истекая через сопло 29, «упирается» в газовые рули 31 и 32 и делится при этом на две струи, направленные - одна - вверх, а другая - вниз. Таким образом реактивная тяга ТРД нейтрализуется давлением газа на газовые рули и истечением газа в двух противоположных направлениях - фиг.6.

В силу конструктивных особенностей сжатый воздух после компрессора 16 делится на два потока, причем больший поток через воздуховодный канал 23 поступает в камеру сгорания 22. ПРД, куда через форсунки 36 подается «увеличенное» количество топлива, где оно сгорает с коэффициентом избытка воздуха, близким к 1, в результате чего в ПРД возникают и поддерживаются более высокие температура и давление, чем в ТРД (в котором рабочую температуру газа ограничивает турбина).

Поскольку сопло 30 ПРД полностью перекрыто газовыми рулями, сжатый газ через плоские боковые каналы 25 и 26 с большой скоростью истекает в направлении, заданном каналами, т.е. касательно к вогнутой поверхности крыльев 5 и 6, но при этом сначала оказывает «первичное» реактивное давление на ПРД, направленное вниз. При этом существенно то, что «первичное» реактивное давление определяется количеством движения боковых газовых струй по формуле P=mν. Однако далее газовые струи, стремясь двигаться по прямой, но вынужденные двигаться по дуге, оказывают на вогнутую поверхность крыльев динамическое давление, которое (в отличие от реактивного давления) определяется кинетической энергией газовых струй по формуле К=1/2mν². Причем благодаря квадратичности скорости кинетическая энергия этих газовых струй численно во много раз больше «первичного» реактивного количества движения при истечении этих же газовых струй из боковых каналов ПРД. Следовательно, динамическое давление на крылья, направленное вверх, в несколько раз больше, чем реактивное давление, направленное вниз.

Таким образом, суммарная сила, направленная вверх, будет примерно в 3 раза превышать «первичную» реактивную силу, направленную вниз, что, за счет использования кинетической энергии газовой струи, дает вертикальную силу, превышающую вес самолета. В результате чего самолет с относительно «слабым» двигателем может взлетать без разбега.

3. Горизонтальный полет. После набора необходимой высоты одновременно поворачивают газовые рули 31 и 32 ТРД по потоку (фиг.4), при этом возникает горизонтальная тяга, которая придает самолету соответствующую горизонтальную скорость, но которая может быть недостаточной для возникновения подъемной силы на нормальном крыле самолета, поэтому постепенно и одновременно открывают сопло ПРД и частично закрывают задвижками боковые каналы 25 и 26 (фиг.15), отчего горизонтальная скорость возрастает, а подъемная сила крыльев уменьшается, но она еще частично поддерживает самолет, пока он не наберет скорость, достаточную для того, чтобы держаться в воздухе за счет нормального крыла (и дугообразных крыльев), после чего боковые каналы ПРД полностью закрывают задвижками, и вся реактивная сила обоих двигателей расходуется на горизонтальный полет.

4. Посадка. Подлетая к заданному месту, скорость самолета уменьшают несколькими способами одновременно: за счет поворота закрылка 10, полного перекрытия реактивного сопла ПРД газовыми рулями (фиг.10) с одновременным открытием заслонок боковых каналов (фиг.14), поворотом газовых рулей поперек газовой струи ТРД (фиг.6) и придания самолету положения кабрирования, при котором динамические силы, действующие на крылья, будут направлены не только вверх, но и несколько назад. После зависания самолета над местом посадки обороты ТРД уменьшают, и самолет мягко опускается на заданную площадку.

Во время взлета или посадки может появиться необходимость изменения положения самолета в пространстве или устранения разворота или крена самолета, для этого меняют положение газовых рулей и перекрывают один из боковых каналов ПРД (фиг.7, 8, 12, 13, 17).

Решение поставленной задачи - повышение КПД силовой установки при вертикальных взлети и посадке самолета - достигается тем, что в заявленном самолете более полно используется общая энергия газа, через использование кинетической энергии газовой струи, при этом эффект еще более увеличивается вследствие того, что газовая струя истекает из прямоточного реактивного двигателя, в котором топливо сгорает с меньшим коэффициентом избытка воздуха (близким к 1), соответственно газ имеет более высокую температуру и давление, а значит, истекает из боковых каналов с более высокой скоростью по сравнению со скоростью истечения газа из сопла турбореактивного двигателя. А поскольку кинетическая энергия (скоростной напор) газовой струи зависит от скорости истечения квадратично, то, следовательно, такая струя обладает и большей кинетической энергией, которая и используется как активная сила для вертикального взлета и посадки самолета. При этом общий расход топлива (за счет более полного использования его энергии) значительно меньше, чем у таких же типов самолетов с чисто реактивным способом вертикальных взлета и посадки.

Источники информации

1) «Наука и жизнь», 1966, №9. «Авиация вертикального взлета» стр.84-97.

2) Авиация и космонатика», 1970, №1. «Развитие реактивных авиадвигателей», стр.32-34, и обложка журнала, наиболее близким аналогом является двигатель, показанный на обложке - Турбореактивный двухконтурный с форсажной камерой (третий снизу).

1. Самолет с вертикальными взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, на котором закреплено крыло и размещен турбореактивный двухконтурный двигатель, отличающийся тем, что закомпрессорное внутреннее пространство двигателя, ограниченное корпусом компрессора, разделено внешней стенкой камеры сгорания на два отдельных, внешнее и внутреннее, кольцевых пространства, по бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных в поперечной плоскости самолета крыла, которые выпуклой стороной обращены вверх, а вогнутой стороной - вниз, а в нижней части фюзеляжа размещен прямоточный реактивный двигатель с боковыми выпускными каналами, причем продольные оси каналов направлены по касательной к вогнутой поверхности крыльев, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками с возможностью регулируемого открытия или полного закрытия выпускных каналов.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что боковые выпускные каналы двигателя выходят из фюзеляжа в месте перехода поверхности фюзеляжа в вогнутую поверхность крыльев.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что прямоточный реактивный двигатель связан с компрессором посредством воздуховодного канала, при этом компрессор обладает повышенной производительностью, причем площадь поперечного сечения внешнего кольцевого пространства, связанного с камерой сгорания, больше площади поперечного сечения внутреннего кольцевого пространства, связанного с турбореактивным двигателем.

4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что реактивное сопло прямоточного реактивного двигателя в поперечном сечении выполнено прямоугольной формы, при этом в пределах сопла, на вертикальных осях, установлены два газовых руля поворота с обеспечением полного или частичного закрытия сопла.

5. Самолет по п.1, отличающийся тем, что за пределами сопла турбореактивного двигателя на горизонтальных осях установлены плоские газовые рули высоты.