Складной дирижабль-самолёт
Владельцы патента RU 2752326:
Федеральное государственное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский университет Государственной противопожарной службы Министерства Российской Федерации по делам гражданской обороны, чрезвычайным ситуациям и ликвидации последствий стихийных бедствий" (RU)
Изобретение относится к области авиации. Складной дирижабль-самолет содержит мягкую оболочку с камерами, выполненную в виде крыла большого удлинения с дозвуковым аэродинамическим профилем, два надувных киля с двумя рулями направления, один руль высоты, две силовые установки, состоящие из электромоторов и флюгируемых воздушных винтов, солнечные батареи, расположенные на верхней поверхности упомянутого крыла, связной и командный блоки управления, а также контейнер для полезной нагрузки. Камеры выполнены с возможностью заполнения несущим газом и его откачки. Силовые установки, блоки и контейнер выполнены съемными. Крыло выполнено с возможностью складывания в гармошку. Изобретение направлено на снижение объема в нерабочем положении. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к гибридным летательным аппаратам, сочетающим свойства дирижабля и самолета, предназначенным для проведения мониторинга окружающей среды, земной и водной поверхности, поисковых и разведывательных работ, наблюдения и связи.
Дирижабли по своей конструкции могут содержать одновременно отсеки с газом легче воздуха и нагретым воздухом (патент RU 2457149, опубликован 27.07.2012 г.; патент RU 2250122, опубликован 20.04.2005 г. патент RU 2404903, опубликован 27.11.2010 г.), источниками энергии в которых являются двигатели внутреннего сгорания и/или солнечные батареи. Недостатком таких дирижаблей является то, что для своего перемещения в заданном направлении они не используют восходящие потоки и не могут планировать; для нагрева отсеков с воздухом требуются затраты энергии.
Известны гибридный дирижабль конструкции А.И. Филимонова (патент RU 2059530, опубликован 05.10.1996 г.) и комбинированный летательный аппарат (патент RU 2012512, опубликован 15.05.1994 г.), имеющие несущий винт и маршевые двигатели; известен гибридный летательный аппарат (патент RU 2264315, опубликован 20.11.2005 г.), имеющий маршевые двигатели и шасси на воздушной подушке. Все перечисленные конструкции в нерабочем положении имеют большие габариты, для движения используют двигатели внутреннего сгорания, требующие большой запас топлива.
Известен легкий гидросамолет (самолет-амфибия) (патент RU 2558527, опубликован 08.10.2015 г.), имеющий крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла. Данный летательный аппарат в нерабочем состоянии уменьшает только размах крыльев на 40 - 60%, а остальные габариты остаются неизменными.
Задачей изобретения является создание летательного аппарата, сочетающего в себе достоинства дирижабля и самолета с минимальными затратами энергии на свое передвижение, а в нерабочем положении занимающего минимальный объем, то есть быть складывающимся.
Сущность изобретения заключается в том, что мягкая оболочка заполняется несущим газом, например водородом или гелием, до заданного избыточного давления и приобретает форму самолета типа «летающее крыло», имеющего кили, вертикальные и горизонтальный рули управления, а контейнер с полезной нагрузкой, связным и командным блоком, электроаккумуляторы и силовые установки (электродвигатели с флюгируемыми воздушными винтами) крепятся к нему перед полетом. При движении дирижабля-самолета используются аэростатические и аэродинамические силы и тяга силовых установок.
На фиг. 1 показана общая схема дирижабля-самолета.
На фиг. 2 дан вертикальный разрез крыла.
На фиг. 3 показана схема перекачки несущего газа между полостью крыла и полостью камеры с мембраной.
Складной дирижабль-самолет (фиг. 1) состоит из крыла 1 большого удлинения с дозвуковым аэродинамическим профилем для малых скоростей, с надувными двумя килями 2, двумя рулями направления 3 и одним рулем высоты 4. Снизу крыла крепятся: по оси крыла - контейнер 5 с полезной нагрузкой, связным и командным блоком, по оси килей - силовые установки с электродвигателями 6 в капотах и с воздушными винтами 7. К двум гондолам силовых установок и к килям прикреплены дугообразные шасси 8. По необходимости к крылу подвешивается большее количество силовых установок. На верхней поверхности крыла расположены солнечные батареи 9. Вес солнечных батарей и электроаккумуляторов равномерно распределен по длине крыла, для чего последние устанавливаются в гондолах силовых установок и в контейнере 5.
Профиль крыла (фиг. 2) задан нервюрами 10 и двумя и более лонжеронами 11, изготовленными из прочной ткани. Нижняя и верхняя поверхности крыла изготовлены из газонепроницаемой ткани. По всей длине крыла расположено четное количество камер 12, изготовленных из газонепроницаемой ткани, разделенных пополам по горизонтальной плоскости объемной мембраной 13, имеющей форму половины камеры. Геометрический центр (ГЦ) сечения камер в вертикальной плоскости и центр приложения аэростатических сил (Цаст) находятся выше центра масс (ЦТ) летательного аппарата впереди фокуса (F) крыла в пределах допустимых значений центровки. Верхняя герметичная полость А камеры заполняется несущим газом из полости крыла (фиг. 3) посредством управляемого (к примеру, селеноидом) нормально закрытого клапана перепуска 14, а обратно в полость крыла несущий газ перекачивается насосом 15 с нормально закрытым обратным клапаном. Нижняя полость Б камеры сообщается с атмосферой каналом 16, через который одновременно обеспечивается доступ к клапану перепуска 14 и насосу с обратным клапаном 15. Когда камера полностью наполнена несущим газом, тогда мембрана выгибается вниз и полностью вытесняет атмосферный воздух. Когда несущий газ полностью откачан из полости А, тогда мембрана прогибается вверх и камера полностью заполняется атмосферным воздухом.
Управление силовыми установками, рулями направления и высоты, клапанами перепуска и насосами с обратными клапанами электрическое (на фигурах не показано).
В разобранном состоянии дирижабля-самолета крыло спущено и вместе с солнечными батареями сложено в гармошку, силовые установки и контейнер с полезной нагрузкой сняты. В разобранном виде дирижабль-самолет доставляется в район применения любым другим видом транспорта.
Для нормальной работы складного дирижабля-самолета в полете в заданном диапазоне высот и перегрузок, чтобы крыло не складывалось, соблюдаются условия:
где - VКР - объем крыла в целом, м3;
- УК - объем камер 12, м;
- РМИН - минимальное рабочее давление во всех отсеках крыла, когда камеры 12 полностью заполнены несущим газом, у земли (высота полета равна нулю);
- Риал - давление газа, до которого наполнены отсеки крыла перед полетом (высота полета равна нулю), когда в камерах 12 нет несущего газа и соблюдается условие: вес полностью снаряженного дирижабля-самолета вдс равен или больше аэростатической подъемной силы Удст:
Перед полетом «гармошка» крыла с закрепленными на ней солнечными батареями раскладывается на горизонтальной поверхности и закрепляется страховочными линями (на фигурах не показаны), чтобы крыло не унесло в процессе наполнения несущим газом. Затем отсеки крыла, кроме камер 12, наполняются несущим газом. После того как крыло оторвется от земли, к нему крепятся контейнер 5 и силовые установки, затем продолжается наполнение несущим газом до заданного давления Риал. При этом вся конструкция сначала поднимется, а после достижения давления несущего газа свыше атмосферного начнет снова опускаться.
Для старта открываются клапаны перепуска 14, и несущий газ поступает в камеры 12. В момент, когда GДС<YACT дирижабль-самолет начинает подниматься с тангажом на кабрирование и от набегающего потока набирает горизонтальную скорость. С этого момента он начинает слушаться рулей управления.
Высота, на которую поднимется дирижабль-самолет, зависит от наполненности камеры 12 несущим газом. Для набора высоты камера 12 наполняется газом, для снижения из нее газ откачивается насосом 15. Когда GДС>YACT дирижабль-самолет начинает снижаться с тангажом на пикирование, т.е. выполнять полет по-планерному. При этом он может набирать высоту, используя восходящие потоки. Воздушные винты при неработающих электромоторах находятся в зафлюгированном положении.
В случае необходимости полета по-самолетному, подается команда на включение силовых установок и воздушные винты автоматически расфлюгируются. При этом высота полета изменяется как за счет изменения аэростатической, так и аэродинамической подъемной силы.
1. Складной дирижабль-самолет, содержащий мягкую оболочку с камерами, выполненную в виде крыла большого удлинения с дозвуковым аэродинамическим профилем, два надувных киля с двумя рулями направления, один руль высоты, по меньшей мере две силовые установки, состоящие из электромоторов и флюгируемых воздушных винтов, солнечные батареи, расположенные на верхней поверхности упомянутого крыла, связной и командный блоки управления, а также контейнер для полезной нагрузки, при этом упомянутые камеры выполнены с возможностью заполнения несущим газом и его откачки, упомянутые силовые установки, блоки и контейнер выполнены съемными, а упомянутое крыло выполнено с возможностью складывания в гармошку.
2. Складной дирижабль-самолет по п. 1, отличающийся тем, что крыло снабжено нервюрами и, по меньшей мере, двумя лонжеронами, изготовленными из прочной ткани, а нижняя и верхняя поверхности крыла изготовлены из газонепроницаемой ткани.
3. Складной дирижабль-самолет по п. 1, отличающийся тем, что по всей длине крыла расположено четное количество упомянутых камер, изготовленных из газонепроницаемой ткани, разделенных объемной мембраной на верхнюю герметичную полость (А) и нижнюю полость (Б), верхняя герметичная полость (А) выполнена с возможностью заполнения несущим газом из полости крыла через управляемый нормально закрытый клапан перепуска и перекачивания обратно в полость крыла несущего газа насосом с нормально закрытым обратным клапаном, а нижняя полость (Б) сообщена с атмосферой каналом, через который одновременно обеспечивается доступ к упомянутому клапану перепуска и упомянутому насосу с обратным клапаном.
4. Складной дирижабль-самолет по пп. 1 и 3, отличающийся тем, что геометрический центр (ГЦ) сечения камер в вертикальной плоскости и центр приложения аэростатических сил (ЦАСТ) находятся выше центра масс (ЦТ) дирижабля-самолета впереди фокуса (F) крыла в пределах допустимых значений центровки.
5. Складной дирижабль-самолет по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен дугообразными шасси, упомянутые установки снабжены гондолами, а дугообразные шасси прикреплены к двум гондолам и к упомянутым килям.
6. Складной дирижабль-самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутый блок управления выполнен электрическим с возможностью управления упомянутыми силовыми установками, рулями направления и высоты, клапанами перепуска и насосами с обратными клапанами.
