Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением



Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением
Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением
Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением

Владельцы патента RU 2711760:

Пшиченко Дмитрий Викторович (RU)
Корнев Алексей Владимирович (UA)
Мигалин Константин Валентинович (RU)
Сычев Владимир Борисович (RU)
Карташев Андрей Сергеевич (UA)
Караваев Николай Андреевич (RU)
Куликов Борис Михайлович (RU)
ООО "КАМА" (RU)
Сиденко Алексей Ильич (RU)
Грищенко Александр Владимирович (UA)
Середа Владислав Александрович (UA)
Амброжевич Александр Владимирович (UA)
Сычев Сергей Владимирович (RU)

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Двигательные установки размещены в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади и щелевые сопла, размещаемые на верхней поверхности крыла между впускным устройством и задней кромкой профиля. Впускные устройства постоянной площади могут быть размещены на верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой. Для создания управляющих сил и моментов двигательные установки, равномерно размещённые по размаху крыла, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги. Количество двигательных установок должно быть чётным. В качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС. Достигается повышение экономичности летательного аппарата, эффективности управления, упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам короткого взлета и посадки и свободным полетом. Для вертикального взлета и посадки летательного аппарата требуется вертикальная тяга на 10-20% превосходящую взлетную массу аппарата. (Энциклопедия «Авиация», ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, изд. «Большая российская энциклопедия», Москва, 1994 г., с. 501). При вертикальном взлете силовая установка летательного аппарата обеспечивает вертикальную тягу и, лишь после набора необходимой высоты, обеспечивает горизонтальную составляющую тяги.

На известных типах летательных аппаратов вертикального взлета и посадки с целью повышения грузоподъемности и экономичности практикуется способ старта с коротким разбегом и посадки с коротким пробегом (Энциклопедия «Авиация», ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, изд. «Большая российская энциклопедия», Москва, 1994 г., с. 502).

Для заявленного летательного аппарата наклонные способы старта и посадки рассматриваются в качестве приоритетных и направлены на дополнительное повышение эффективности системы путем реализации экранных эффектов. Причем, в отличие от взлета с коротким участком разгона по поверхности аэродрома летательного аппарата вертикального взлета и посадки, заявленный летательный аппарат после отрыва от взлетно-посадочной площадки способен продолжать разгон над неподготовленной подстилающей поверхностью.

Известен способ создания управляющих сил и моментов, заключающийся в выпускании сжатого воздуха из сопел (струйных рулей), расположенных на достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета (К. Хафер, Г. Закс «Техника вертикального взлета и посадки», М., «Мир», 1985). Струйные рули должны обеспечивать максимум плеча силы относительно соответствующей оси самолета, поэтому их устанавливают на концах крыла, а также в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Изменяя расход воздуха в различных соплах, можно получить требуемый управляющий момент в соответствующем канале управления. Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки со струйными рулями (VAC 191 В). Сжатый воздух для работы струйных рулей отбирается от двигателей летательного аппарата. Недостатком такого способа и устройства, его реализующего, является большая длина трубопроводов, связывающих струйные рули с двигателем, и, большие потери давления при подаче сжатого воздуха.

Известен способ создания управляющих сил и моментов, заключающийся в дифференциальном управлении тягой подъемных или подъемно-маршевых двигателей. Этот способ применим при достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета до двигателей. Поперечное управление (по каналу крена) достигается путем изменения тяги каждого из двигателей, при этом суммарная тяга двигателей остается постоянной (К. Хафер, Г. Закс «Техника вертикального взлета и посадки», М., «Мир», 1985). Известны летательные аппараты вертикального взлета и посадки с дифференциальным изменением тяги двигателей (VJ 101 С, Do 31, Do 231). На самолете VJ 101 С двигатели установлены на концах крыла с возможностью их поворота в вертикальной плоскости. При дифференциальном отклонении поворотных двигателей создается необходимый путевой управляющий момент (по каналу рыскания). Одновременное отклонение двигателей на один и тот же угол, с одинаковым изменением их тяги позволяет управлять летательным аппаратом по каналу тангажа. В самолетах Do 31 и Do 231 подъемные двигатели неподвижно установлены в гондолах на крыле. Поперечное управление (по каналу крена) осуществляется дифференциальным изменением тяги двигателей. Путевое управление (по каналу рыскания) осуществляется дифференциальным отклонением выхлопных сопел подъемных двигателей. Одновременное одинаковое изменение тяги двигателей обеспечивает управление летательным аппаратом по каналу тангажа. При реализации такого способа отпадает необходимость в дополнительных управляющих устройствах и трубопроводах. Недостатком такого способа и устройств, предназначенных для его реализации, является наличие сложной технической системы поворота подъемно-маршевых двигателей или выхлопных сопел подъемных двигателей.

Кроме того, рассмотренные способы создания управляющих сил и моментов применялись лишь на стадии взлета и посадки летательных аппаратов. В горизонтальном полете использовались традиционные способы и средства их реализации - различные отклоняемые аэродинамические поверхности (элероны, рули направления и высоты, закрылки). Применение отклоняемых поверхностей повышает заметность таких летательных аппаратов.

Известен беспилотный турбореактивный самолет DEMON, для управления которым используется струйный способ создания управляющих сил и моментов. Для реализации способа в конструкции летательного аппарата предусмотрены щелевые сопла, расположенные на задней кромке крыла, через которые, с помощью блока управляющих клапанов, поступает воздух, отбираемый от турбореактивного двигателя, размещенного в фюзеляже. Продукты сгорания двигателя выходят в атмосферу через сопло с управляемым вектором тяги, отклонение которого также осуществляется воздухом, отбираемым от двигателя. Струи воздуха, вдуваемые на внутреннюю поверхность сопла и на плоскости крыла, изменяют характер обтекания этих поверхностей, за счет чего достигается отклонение реактивной струи двигателя и генерация соответствующих управляющих моментов. Недостатком летательного аппарата является невозможность короткого взлета и посадки.

Из патентной информации известны аналогичные примеры решения подобной задачи: «Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft»-US 4392621 A, «Vertical take-off and landing aircraft»-US 4848701 А, «Самолет вертикального взлета и посадки»-РФ 2524318 В64С 29/00.

Известен летательный аппарат короткого взлета и посадки, в котором предусмотрено управление вектора тяги по направлению («Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft»-US 4392621 А от 07.04.1981, B64C 9/38), содержащий крыло и воздушно-реактивный двигатель, установленный выше и впереди крыла таким образом, чтобы истекающая струя выхлопных газов, омывая верхнюю поверхность крыла, прилипала к ней под действием эффекта Коанда, и стекая с крыла, увеличивала вертикальную составляющую силы тяги, уменьшая в то же время ее горизонтальную составляющую. Для изменения распределения составляющих силы тяги, при переходе от режима взлета к режиму горизонтального полета, предусмотрена система воздухопроводов в крыле, связанная с источником высокого давления, через которую истекают струи воздуха, отклоняющие струю выхлопных газов от верхней поверхности крыла.

К недостаткам такого самолета можно отнести:

- возможность управления только по каналу тангажа;

- чувствительность системы управления к внешним условиям, а именно, к температуре окружающей среды.

Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки («Vertical take-off and landing aircraft»-US 4848701 А от 22.06.1989, B64C 9/14B), содержащий двухконтурный воздушно-реактивный двигатель, установленный внутри фюзеляжа, фиксированное крыло и стабилизаторы, оснащенные профилированными поворотными панелями, расположенными на верхних поверхностях крыла и стабилизаторов. Внутри крыла и стабилизаторов расположены камеры воздушного управления, связанные с двухконтурным двигателем. Воздух и выхлопные газы, истекая из камер с большой скоростью через плоские щели, образованные поворотными панелями, на верхнюю поверхность крыла и стабилизаторов, препятствуют отрыву пограничного слоя, что приводит к увеличению подъемной силы крыла и позволяет самолету выполнять вертикальный взлет и посадку. При перемещении поворотных панелей, плоские щели закрываются, подъемная сила уменьшается и самолет переходит в горизонтальный полет. К недостаткам такого самолета можно отнести:

- использование в качестве органов управления на всех стадиях полета элеронов и рулей управления, установленных на крыле и вертикальном оперении летательного аппарата;

- управляемое истечение через щелевые сопла большого расхода воздуха (от 60% до 90% расхода через двигатель) способствует управлению только по каналу тангажа.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (патент РФ 2524318 от 25.06.2013, В64С 29/00), содержащий фюзеляж, крыло, стабилизатор, компрессор с воздухозаборником и дизельный двигатель, вал которого, расположенный соосно продольной оси самолета, связан через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромок крыла и передней кромки стабилизатора, оснащенными соплами щелевого типа, при этом сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде, а дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора. Выходной конец вала может быть оснащен воздушным винтом. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, снижение шума.

К недостаткам такого самолета можно отнести:

- наличие, помимо крыла, фюзеляжа и стабилизатора, а также воздушного винта, повышает заметность самолета и увеличивает его аэродинамическое сопротивление;

- связь вала дизельного двигателя с валом компрессора через мультипликатор усложняет конструкцию;

- использование в качестве органов управления на стадии горизонтального полета элеронов и рулей управления, установленных на крыле и вертикальном оперении летательного аппарата.

Все перечисленные аналоги используют в качестве силовых установок либо воздушно-реактивные двигатели, либо дизельный двигатель, обладающие высокой заметностью в инфракрасном и акустическом диапазонах. Для управления полетом предусмотрены как традиционные органы управления, чья эффективность на стадии взлета и посадки недостаточна, так и средства энергетической механизации крыла, но не для всех каналов управления.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению относится летательный аппарат, реализующий способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлета и посадки (патент РФ 2531432 от 04.12.2012, В64С 29/00), выбранный в качестве прототипа.

Такой летательный аппарат, содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, в котором размещен нестационарный сверхзвуковой эжектор, образованный системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля; воздушные потоки из впускных устройств соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой крыла.

Частично устраняя отрицательные качества рассмотренных аналогов, такой летательный аппарат имеет свои недостатки, а именно:

- наличие воздухозаборных щелей постоянной площади ограничивает возможность использования внутренних объемов летательного аппарата;

- для поддержания саморегулирующегося рабочего цикла требуется тщательная резонансная настройка системы каналов, образующих нестационарный эжектор;

- высокая заметность летательного аппарата в инфракрасном и акустическом диапазонах, вследствие истечения через щелевое сопло нестационарной струи продуктов сгорания;

- отсутствие органов управления как на стадии взлета и посадки, так и при выполнении горизонтального полета.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание летательного аппарата короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением, обладающего высокой экономичностью и малой заметностью.

Поставленная цель достигается за счет того, что в летательном аппарате короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением, с двигательными установками, размещенными внутри крыла аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади, являющиеся впускными устройствами, и щелевые сопла, размещенные на верхней поверхности крыла между впускными устройствами и задней кромкой профиля; причем впускные устройства постоянной площади могут быть расположены в произвольной области верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой, для создания управляющих сил и моментов, двигательные установки, количество которых должно быть четным, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги. В качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС.

Совокупность упомянутых признаков решает задачу короткого взлета и посадки, позволяет упростить конструкцию летательного аппарата, повысить его экономичность, повысить эффективность управления летательным аппаратом.

Изобретение иллюстрируется чертежами (фиг. 1), на котором изображен продольный разрез летательного аппарата по каналу одной из двигательных установок (ДУ) и (фиг. 2), на котором изображен вид сверху на летательный аппарат, а также схемой формирования управляющих сил и моментов (фиг. 3). На чертежах представлен вариант с двумя двигательными установками в виде импеллеров с высокооборотными электродвигателями.

Летательный аппарат по п. 1 содержит крыло аэродинамического сечения 1 с верхней выпуклой поверхностью 2, внутри которого имеются каналы 3, связывающие впускные устройства постоянной площади 4, размещенные на верхней поверхности аэродинамического профиля, с щелевыми соплами 5, а внутри каждого из каналов 3 размещена импеллерная двигательная установка с высокооборотным электродвигателем 6.

Летательный аппарат работает следующим образом. В условиях полета при отсутствии набегающего потока, т.е. в стартовых условиях, доминирующее влияние на распределение воздушной нагрузки по поверхности планера оказывает реактивная струя, непосредственно в области касания с поверхностью и в ее окрестности. Причем, надлежащим профилированием поверхности крыла в этой области возможно фокусирование области наибольшего разрежения непосредственно позади выходного замкнутого сечения щелевого сопла 5 (Г.М. Цейтлин, М.И. Сольц, Е.В. Гладких «Аэродинамика и динамика полета реактивного самолета», Москва, Военное издательство МО СССР, 1964, с. 117). Изменение частоты вращения двигателя сопровождается изменением скорости истекающей струи и величины разрежения («Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов», под ред. Проф. Н.М. Лысенко, Москва, Военное издательство, 1984, с. 50). Продольное и поперечное распределение этих областей относительно центра масс обусловливают, таким образом, возможность непосредственного управления подъемной силой, а так же моментами рыскания и крена.

Воздух из окружающей среды поступает, вследствие вынужденной конвекции, через впускные устройства 4 по каналам 3 к импеллерным двигательным установкам с высокооборотными электродвигателями 6, разгоняется импеллерами до скорости 60-80 м/с и истекает через щелевые сопла 5 на верхнюю выпуклую поверхность 2 крыла 1, прилипая к ней под действием эффекта Коанда. Стекающая с крыла струя создает эффект повышения циркуляции вокруг профиля вследствие вовлечения окружающего воздуха в движение. Вертикальная составляющая силы тяги, создаваемая правым и левым импеллерами (Yп и Yл) превышает горизонтальную составляющую (Рп и Рл), и летательный аппарат перемещается в пространстве с положительным значением угла наклона траектории. После того, как летательный аппарат наберет требуемую высоту, частота оборотов импеллеров синхронно уменьшается до момента уравновешивания подъемной силы и веса летательного аппарата, после чего он переходит от стадии взлета к стадии горизонтального полета.

Равномерное уменьшение оборотов импеллеров приводит к уменьшению величины разрежения на внешней поверхности крыла и, следовательно, к уменьшению сил Yп и Yл, подъемная сила становиться меньше веса летательного аппарата и он перемещается с отрицательным значением угла наклона траектории.

Совершение криволинейного движения осуществляется под действием центростремительной силы, которую получают путем крена ЛА и отклонения векторов Yп и Yл и связанной с летательным аппаратом системе координат в сторону виража. В общем случае процесс управления отличается от такового для ЛА других известных типов тем, что момент крена инициируют дифференциальным изменением тяги двигателей, разнесенных в поперечном направлении, продуцирующих разность давлений на противоположных консолях, который синхронизирован с возникновением благоприятного момента рыскания и скольжения, интенсифицирующего вход в вираж. Моментная схема, соответствующая входу в левый вираж показана на схеме (фиг. 3). По завершении крена разность тяг снижают до уровня, необходимого для балансировки ЛА в текущем пространственном угловом положении. ЛА в подобном состоянии способен совершить разворот на любой угол. По завершении виража путем обратного дифференцирования тяги соответствующих двигателей создают момент крена, восстанавливающий вертикальную направленность сил Yп и Yл. Причем, возникающий благоприятный момент рыскания интенсифицирует завершение маневра.

На схеме (фиг. 3) показаны изменения управляющих сил и моментов, в случае увеличения частоты оборотов правого импеллера (по направлению полета) и уменьшения частоты оборотов левого импеллера. В этом случае горизонтальная составляющая силы тяги правого импеллера Pп увеличивается, а горизонтальная составляющая силы тяги левого импеллера Рл уменьшается. Увеличивается подъемная сила на правой части крыла Yn и уменьшается подъемная сила на левой части Yл. Эти изменения сил приводят к образованию управляющих моментов по каналу рыскания Mz и каналу крена Мх.

Отсутствие рулевых поверхностей упрощает конструкцию летательного аппарата. Взаимодействие верхней выпуклой поверхности крыла с холодными струями воздуха, истекающими через щелевые сопла (в случае применения в качестве двигательных установок импеллеров), позволяет выполнить их из легких материалов, что благоприятно скажется на экономичности летательного аппарата. Независимое изменение частоты оборотов импеллеров с высокооборотными электродвигателями повышает эффективность управления, так как постоянная времени бесколлекторных высокооборотных электродвигателей существенно ниже (не более 0,025 с) постоянных времени воздушно-реактивных двигателей и дизельных двигателей (0,2…0,5 с).

1. Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением с двигательными установками, размещенными внутри крыла аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади, являющиеся впускными устройствами, и щелевые сопла, размещаемые на верхней поверхности крыла между впускными устройствами и задней кромкой профиля, причем впускные устройства постоянной площади могут быть размещены в произвольной области верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой, отличающийся тем, что для создания управляющих сил и моментов по каналам рыскания и крена двигательные установки, количество которых должно быть четным, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги.

2. Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением по п. 1, отличающийся тем, что в качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью.

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.

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, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки включает раму с электромотором, редуктор, два закрепленных вертикально винта в форме геликоида с переменным шагом, сиденье для размещения в нем пилота, управляющего летательным аппаратом, угловые редукторы, ручку, жестко закрепленную на раме.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Силовая установка летательного аппарата вертикального взлета и посадки содержит три газотурбинных двигателя: один винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа, и два маршевых двигателя.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов и их силовых установок. Боевой ударный вертолет содержит фюзеляж с днищем и хвостом и газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором.

Изобретение относится к области авиационной техники. Малозаметный самолет короткого взлета и посадки (МСКВП) содержит стреловидное крыло, составную силовую установку (СУ) с подъемными реактивными двигателями в обтекателях по бортам фюзеляжа и маршевыми реактивными двигателями на подкрыльных пилонах, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации. Технический результат заключается в осуществлении взлета и посадки самолета с любой взлетно-посадочной полосы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки - «летающий мотоцикл» состоит из корпуса (1) в виде полого цилиндра, расположенного вертикально, силовой установки (2), опирающейся на четырехколесное шасси (3), двух соосных вертикально-осевых роторов (4) и (5), на которых закреплены сменяемые грузы (13) и лопасти (6), автомата перекоса (7).

Изобретение относится к области бесконтактных способов ведения боевых действий. Способ бесконтактного ведения боевых действий включает этап осуществления разведывательных действий, этап подготовки сил и средств для нанесения поражения разведанных объектов противника и этап доставки с использованием ракетоносцев-доставщиков в зону поражающего радиуса действия вооружения для уничтожения разведанных целей противника.

Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата с изменяемыми аэродинамическими характеристиками включает основной профиль крыла и дополнительные выдвигаемые профильные элементы крыла, которые выполнены в виде надкрылков и/или в виде подкрылков выдвигаемых.

Группа изобретений относится к способу управления воздушным судном в ответ на движение рыскания, системе управления для стабилизации воздушного судна в ответ на движение рыскания, воздушному судну, содержащему такую систему.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных самолетов-вертолетов. Беспилотный малозаметный самолет-вертолет (БМСВ) снабжен на концах левого и правого поворотных профилированных кронштейнов (ППК) однолопастными несущими винтами (НВ), используемыми при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки или на переходных и барражирующих режимах полета.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями.

Группа изобретений относится к области авиации. Способ создания подъемной силы крыла летательного аппарата, в котором носок крыла летательного аппарата располагают в области набегающего потока истекающей струи одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, силовую установку, кабину управления, интегральную систему управления и составные крылья.

Группа изобретений относится к области авиации. Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает кабину управления, фюзеляж, крылья, элементы механизации крыльев и оперения, реактивную силовую установку, систему воздухозаборников, интегрированную систему управления самолетом.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП содержит фюзеляж, высокорасположенное крыло.

Группа изобретений относится к авиации. Способ взлета и посадки самолетов, двигатели которых расположены на крыле или в поперечном направлении вблизи центра тяжести.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой содержит фюзеляж (1) с кабиной и силовой установкой (3). Над фюзеляжем на общем основании последовательно один за другим закреплены два модуля А и Б, состоящие из двух или более вентиляторов 4 с воздуховодами 5, направляющими воздушный поток на вращающийся цилиндр 7, который, реализуя эффект Магнуса, создает аэродинамические силы. Обеспечивается повышение удельной подъемной силы, энергетической эффективности, улучшение маневренности. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Двигательные установки размещены в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади и щелевые сопла, размещаемые на верхней поверхности крыла между впускным устройством и задней кромкой профиля. Впускные устройства постоянной площади могут быть размещены на верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой. Для создания управляющих сил и моментов двигательные установки, равномерно размещённые по размаху крыла, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги. Количество двигательных установок должно быть чётным. В качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС. Достигается повышение экономичности летательного аппарата, эффективности управления, упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх