Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета

Изобретение относится к области авиации. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета включает фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа. В режиме взлета и посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД со степенью контурности более 2 для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей двух пар боковых крыльев с элементами механизации при выдвинутых дополнительных профильных элементах крыльев в положение, увеличивающее площадь крыльев и углы атаки, до создания сбалансированных уравновешивающих подъемных сил относительно центра тяжести самолета. Изобретение направлено на посадку самолета при любой взлетно-посадочной полосе. 2 з.п. ф-лы, 31 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолетам с короткой либо вертикальной посадкой, с коротким либо вертикальным взлетом и может быть использовано для самолетов различных типов. Основными способами создания подъемной силы крыла самолета для конкретного типа самолета являются оптимальная силовая установка, оптимальное место установки силовой установки, оптимальная конфигурация крыла и элементов механизации крыла, а также управление пограничным слоем. Наиболее заметным представителем оптимального сочетания использованных технических решений для улучшения летных характеристик самолета является самолет Ан-70 (Крылья Родины, 1994 г., N 8, с. 7-9). С точки зрения создания подъемной силы самолета, на данном самолете использован обдув большей части верхней и нижней поверхности крыла мощными струями от турбовинтовых двигателей Д-27, которые установлены в передней части крыльев. За счет данного фактора в сочетании с развитой механизацией крыла вдвое увеличена подъемная сила крыла. Известен также способ увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата от реактивной тяги двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) со степенью контурности более 2 и летательные аппараты с использованием данного способа, (патент РФ N 2670357, автор Сушенцев Б.Н., публикация 22.11.2018 г.). Данное решение принято за прототип. В данном способе увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата достигается за счет расположения носка крыла летательного аппарата в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при этом высокоскоростной набегающий поток истекающей струи из сопел одного либо нескольких ТРДД направляют по верхней и нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла. Так как скорость набегающего потока является наиболее значимым фактором, в квадратичной зависимости, влияющим на величину подъемной силы крыла летательного аппарата, то расположение носков крыльев в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей позволяет значительно увеличить подъемную силу крыла реактивного самолета. Следует признать целесообразным использование данного способа увеличения подъемной силы крыла, а также трансформируемого крыла с дополнительными выдвигаемыми профильными элементами для увеличения площади крыла для самолетов с горизонтальным взлетом и посадкой с целью укорочения длины разбега самолета при взлете и укорочения пробега самолета при посадке, при этом длину разбега и длину пробега возможно исключить полностью. Предлагается способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета, включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДЦ) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, при этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД со степенью контурности более 2 для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей двух пар боковых крыльев с элементами механизации при выдвинутых дополнительных профильных элементах крыльев в положение увеличивающее площадь крыльев и углы атаки, до создания сбалансированных уравновешивающих подъемных сил относительно центра тяжести самолета, при отсутствии либо малой скорости продольного линейного перемещения самолета. При этом что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения малой скорости продольного линейного перемещения самолета, либо для прекращения продольного линейного перемещения самолета на одном либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевом двигателе включают реверс вектора тяги. При этом в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения большей поперечной устойчивости самолета оси двух либо более подъемно-маршевых двигателей ориентируют под острым углом к плоскости симметрии самолета. На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты осуществления способа осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолетов:

на фиг. 1 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 2 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 3 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткой горизонтальной посадки при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на способ осуществления посадки;

на фиг. 4 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткой либо вертикальной посадки при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют реверсивной тягой маршевых двигателей;

на фиг. 5 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого горизонтального взлета, либо короткой горизонтальной посадки, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 6 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 7 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 8 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТВВД, либо ВМД, либо ТРД, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 9 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме вертикального взлета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 10 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого горизонтального взлета, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 11 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткой горизонтальной посадки при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на способ осуществления посадки;

на фиг. 12 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, вариант крыльев с двумя выпущенными подкрылками, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткой либо вертикальной посадки при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют реверсивной тягой маршевых двигателей;

на фиг. 13 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого горизонтального взлета, либо короткой горизонтальной посадки, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 14 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей;

на фиг. 15 - вид сбоку компоновочной схемы среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, располагаемых в области высокоскоростного набагающего потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 16 - компоновочная схема в плане среднемагистрального самолета с сигарообразной формой фюзеляжа, с подъемно-маршевыми и маршевыми двигателями ТРДД со степенью контурности более 2, с двумя парами боковых крыльев с элементами механизации для изменения площади крыла, для изменения угла атаки, в режиме горизонтального крейсерского полета, при этом в горизонтальном крейсерском режиме полета основной профиль крыла и дополнительные профильные элементы формируют единый обтекаемый профиль крыла;

на фиг. 17 - показана принципиальная схема осуществления короткого горизонтального взлета самолета, при котором выполняют короткий разгон самолета от тяги маршевых и подъемно-маршевых двигателей, в конце разгона осуществляют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами для создания требуемой подъемной силы, при этом величину горизонтальной скорости и длину разбега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия взлетной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление взлета;

на фиг. 18 - показана принципиальная схема осуществления вертикального взлета самолета, при котором выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами для создания сбалансированных уравновешивающих подъемных сил относительно центра тяжести самолета за счет чего обеспечивает вертикальный взлет самолета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей, при этом после набора требуемой высоты, осуществляют разгон самолета за счет тяги маршевых двигателей;

на фиг. 19 - показана принципиальная схема осуществления короткой либо вертикальной посадки самолета, при которой выполняют выдвижение дополнительных профильных элементов боковых крыльев с элементами механизации в. положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар составных боковых крыльев с выдвинутыми дополнительными профильными элементами, что создает требуемую уравновешенную подъемную силу на обеих парах боковых крыльев с элементами механизации при уменьшении линейной скорости самолета до значения достаточного для осуществления посадочного пробега по посадочной полосе, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление посадки.

на фиг. 20 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 21 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении находятся оба подкрылка для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки;

на фиг. 22 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 23 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок и в выдвинутом положении находится выдвигаемый закрылок в положение для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки;

на фиг. 24 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТВВД в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 25 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТВВД в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении находятся оба подкрылка для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки;

на фиг. 26 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТВВД в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 27 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ТВВД в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок и в выдвинутом положении находится выдвигаемый закрылок в положение для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки;

на фиг. 28 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД либо ТВД в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 29 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД либо ТВД в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого каплевидного сечения плоско-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении находятся оба подкрылка для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки;

на фиг. 30 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД либо ТВД в режиме крейсерского полета, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом все элементы крыла находятся в сложенном положении;

на фиг. 31 - показана схема обдува трансформируемого составного профиля крыла самолета набагающим потоком истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД либо ТВД в режиме взлета либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок и выдвигаемый закрылок, при этом в повернутом положении находится поворотный закрылок и в выдвинутом положении находится выдвигаемый закрылок в положение для увеличения площади крыла и увеличения угла атаки.

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - фюзеляж сигарообразной формы;

поз. 2 - боковое крыло с элементами механизации для изменения площади крыла и изменения угла атаки;

поз. 3 - подъемно-маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель ТРДД со степенью контурности более 2;

поз. 4 - подъемно-маршевый турбовинтовентиляторный двигатель ТВВД,

поз. 5 - подъемно-маршевый реактивный турбовинтовой двигатель ТВД;

поз. 6 - подъемно-маршевый винтомоторный двигатель ВМД;

поз. 7 - маршевый двухконтурный турбореактивный двигатель ТРДД со степенью контурности более 2;

поз. 9 - маршевый турбовинтовентиляторный двигатель ТВВД;

поз. 10 - маршевый реактивный турбовинтовой двигатель ТВД;

поз. 11 - маршевый винтомоторный двигатель ВМД;

поз. 12 - основной профиль составного крыла;

поз. 13 - первый выдвигаемый подкрылок;

поз. 14 - второй выдвигаемый подкрылок;

поз. 15 - поворотный закрылок;

поз. 16 - выдвижной закрылок;

поз. 17 - несущая горизонтальная консоль для крепления двигателей;

поз. 18 - горизонтальный стабилизатор;

поз. 19 - вертикальная консоль.

Осуществление изобретения:

Способ осуществления короткого либо вертикального взлета самолета включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДЦ) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, располагаемый в хвостовой части фюзеляжа, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар боковых крыльев с выдвинутыми профильными элементами за счет чего создается требуемая сбалансированная подъемная сила на обеих парах боковых крыльев которая обеспечивает вертикальный взлет самолета, при этом для удержания самолета от горизонтального перемещения используют реверс тяги маршевых двигателей, при этом после набора требуемой высоты, осуществляют разгон самолета за счет тяги маршевых двигателей. Для осуществления короткой либо вертикальной посадки самолета выполняют выдвижение профильных элементов на обеих парах боковых крыльев с элементами механизации в положение увеличивающее площадь крыла и увеличивающее угол атаки крыла, при этом при взаимодействии системы управления самолетом с системой управления подъемно-маршевыми двигателями осуществляют сбалансированный обдув высокоскоростным потоком обеих пар боковых крыльев с выдвинутыми профильными элементами, что создает требуемую уравновешенную подъемную силу на обеих парах боковых крыльев с элементами механизации при уменьшении линейной скорости самолета до значения достаточного для осуществления посадочного пробега по посадочной полосе, при этом величину горизонтальной скорости и длину пробега самолета регулируют тягой маршевых двигателей в зависимости от реальной длины и качества покрытия посадочной полосы, а также от других факторов влияющих на осуществление посадки.

1. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета, включающего фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД со степенью контурности более 2 для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей двух пар боковых крыльев с элементами механизации при выдвинутых дополнительных профильных элементах крыльев в положение, увеличивающее площадь крыльев и углы атаки, до создания сбалансированных уравновешивающих подъемных сил относительно центра тяжести самолета, при отсутствии либо малой скорости продольного линейного перемещения самолета.

2. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета по п. 1, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки для достижения малой скорости продольного линейного перемещения самолета, либо для прекращения продольного линейного перемещения самолета на одном либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевом двигателе включают реверс вектора тяги.

3. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета по п. 1, отличающийся тем, что в режиме короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета оси двух либо более подъемно-маршевых двигателей ориентируют под острым углом к плоскости симметрии самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к самолетам, выполненным по аэродинамической схеме «летающее крыло». Летательный аппарат содержит воздухозаборное устройство, расположенную в крыле силовую установку, систему управления вектором тяги реактивных двигателей силовой установки, системы управления и стабилизации полета.

Изобретение относится к способам проектирования летательных аппаратов. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем состоит в том, что определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают варианты аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, определяют интегральный критерий оптимизации для каждого варианта аэродинамического облика, выбирают вариант аэродинамического облика, для которого КO имеет максимальное значение; при этом GB - оптимальный расход воздуха, Cxopt - оптимальный коэффициент сопротивления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям больших беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный летательный аппарат (10) имеет привод (12), который содержит двигатель (28) внутреннего сгорания, выполненный в виде дизельного двигателя и снабженный нагнетательным устройством (30) для наддува двигателя.

Изобретение относится к авиационной технике. Атмосферный компрессорно-реактивный летательный аппарат содержит фюзеляж (1), крылья (5) с элеронами, киль, рули поворота и высоты.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y составляет 0.01÷0.1 средней аэродинамической хорды крыла самолета, полученной как перпендикуляр от нижней поверхности мотогондолы до плоскости крыла (6), угол установки мотогондолы в вертикальной плоскости, отложенный от средней линии мотогондолы (9) до строительной горизонтали (7) фюзеляжа (4), составляет 6÷8°, нижняя поверхность обвода мотогондолы (8) выполнена криволинейной формы с отрицательной выпуклостью.
Изобретение относится к авиационной технике. Способ формирования подъемной силы за счет управления пограничным слоем в верхней части крыла летательного аппарата, выполненного с системой отбортованных отверстий в виде полой усеченной фигуры с уменьшающимся внутрь крыла поперечным сечением отверстий.

Летательный аппарат с силовой установкой для перемещения в воздушном пространстве содержит закрытый, обтекаемый фюзеляж, оснащенный несущим крылом, хвостовым оперением и взлетно-посадочным устройством.

Самолет // 2551548
Изобретение относится к области авиационной техники. Самолет содержит фюзеляж, крыло, турбовинтовой реактивный двигатель и реактивный пропеллер со стреловидно расположенными лопастями с большим углом стреловидности.

Изобретение относится к управляемым аэростатическим летательным аппаратам. Аэростатический летательный аппарат содержит подъемный баллонет, несущий баллонет и энергетическую установку, включающую нагреватель.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места. .

Группа изобретений относится к летательным аппаратам, предназначенным для доставки ракетного вооружения. Пилотируемый либо беспилотный крылатый ракетоносец-доставщик (РНД) в первом варианте включает центральный модуль фюзеляжа, силовую установку из реактивных маршевых двигателей и взлетно-разгонно-посадочных двигателей, интегрированную систему управления, две пары крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла.

Беспилотный летательный аппарат для тушения лесных пожаров включает верхнее и нижнее крыло. К нижнему крылу прикреплены основные стойки неубирающегося шасси с носовым колесом, которое закреплено снизу винтомоторного отсека.

Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель, основное крыло и дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной гибридный винтокрыл (СГВК) имеет на концах консолей крыла несущие винты с редукторами, двигатели силовой установки (СУ), связанные соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, фюзеляж и хвостовое оперение.

Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке и касается экранопланов. Экраноплан содержит фюзеляж, шасси, вертикальное оперение, крылья, двигатели.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, равномерно разнесенных по вертикали, и приводимый в поступательное движение конвертопланом, присоединенным к верхнему крылу гирлянды.

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, расположенных по вертикали на расстояниях не меньше длины хорды крыла, и приводимый в поступательное движение вертолетом, присоединенным к верхней части гирлянды.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, равномерно разнесенных по вертикали, и приводимой в поступательное движение дирижаблем.

Группа изобретений относится к боевой авиации. Первый вариант штурмовика представляет вооруженный летательный аппарат, который имеет пушку, направленную в один бок под углом до +- 45 градусов по горизонтали.

Изобретение относится к области авиации, в частности конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж с днищем и хвостом, винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором.

Изобретение относится к области авиации. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета включает фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных, либо турбовинтовентиляторных, либо турбовинтовых, либо турбореактивных со степенью контурности более 2 подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа. В режиме взлета и посадки увеличивают мощность потока истекающей струи из подъемно-маршевых двигателей ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД со степенью контурности более 2 для сбалансированного обдува верхних и нижних плоскостей двух пар боковых крыльев с элементами механизации при выдвинутых дополнительных профильных элементах крыльев в положение, увеличивающее площадь крыльев и углы атаки, до создания сбалансированных уравновешивающих подъемных сил относительно центра тяжести самолета. Изобретение направлено на посадку самолета при любой взлетно-посадочной полосе. 2 з.п. ф-лы, 31 ил.

Наверх