Самолёт вертикального взлёта и посадки

Изобретение относится к области авиастроения. Самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними, по меньшей мере, один киль, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Газотурбинный двигатель с приводным валом, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, приводной вал кинематически соединен с осями вентиляторов через главный редуктор и редукторы. Вентиляторы, установленные в средней части фюзеляжа таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны. Крылья выполнены таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны, крылья соединены с валами моторов. Моторы, выполненные с возможностью поворачивать крылья относительно оси валов таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад. Экранно-выхлопное устройство, выполненное с возможностью снижения температуры выхлопных газов смешением с атмосферным воздухом, поступающим в смесительную камеру за счет создания в ней области пониженного давления прохождением скоростного потока сжатого воздуха, истекающего из сопловых аппаратов, и смешением в выхлопном канале смешанного потока с набегающим воздушным потоком. Устройства бортового радиоэлектронного оборудования, выполненные с возможностью выдвижения вертикально вверх. Модуль устройства вертикального пуска с ячейками транспортно-пускового контейнера управляемого ракетного оружия, расположенный в средней части фюзеляжа. Обтекатели с выполненными в них каналами со щелью таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды в направлении вверх и вниз от обтекателя. Сопла, в обтекателях, в носовой и хвостовой части фюзеляжа, выполненные с возможностью управления по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета. Технической задачей изобретения является улучшение тактико-технических характеристик, в частности малозаметность и повышение боевой эффективности самолета. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение относится к авиационной технике, и может быть использовано в качестве самолета непосредственной поддержки сухопутных войск над полем боя.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Из уровня техники известен ударный вертолет непосредственной поддержки с воздуха Ми-28НМ (ru.wikipedia.org Ми-28). Ми-28НМ одновинтовой вертолет с рулевым винтом и тандемной кабиной экипажа из двух человек. Вертолет предназначен для поиска и уничтожения в условиях огневого противодействия танков и другой бронированной техники, живой силы противника, осуществления разведки и целеуказания. Комплекс бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) обеспечивает боевое применение вертолета круглосуточно и в сложных метеоусловиях, выполнение боевых задач на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности. Вооружение вертолета включает в себя встроенное стрелково-пушечное, неуправляемое ракетное, управляемое ракетное, ракеты «воздух-воздух».

Защита членов экипажа обеспечивается применением высокостойкой брони и остекления выдерживающей прямые попадания бронебойных пуль калибром 7,62 мм, 12,7 мм, а также осколочно- фугасных снарядов калибра 20 мм. Для повышения живучести применяются конструктивные и компоновочные решения: разнесение двигателей, экранирование членов экипажа массивными деталями, экранирование важных узлов менее важными, протектирование топливных баков и т.д. Снижена заметность в инфракрасном диапазоне за счет установки экранно - выхлопных устройств (ЭВУ). Защиту от поражения управляемыми ракетами обеспечивает аппаратура для постановки помех радиолокационным станциям, и ИК -головкам самонаведения. Вместе с тем, элементы несущей системы включающей несущий и рулевой винты, трансмиссия, главный редуктор, органы управления (автомат перекоса), двигатели не защищены от поражения огнем стрелкового оружия, малокалиберной зенитной артиллерии, что исключает выполнение боевых задач непосредственно над полем боя, в населенных пунктах и городах.

Недостатком вертолета является высокий уровень заметности для современных средств наблюдения. Основным демаскирующим фактором является несущая система и рулевой винт. Это достаточно сложный механизм с множеством подвижных деталей которые эффективно отражают радиосигнал и помогают РЛС решать ее задачи. Тепловая сигнатура вертолета создается нагревом работающего двигателя и редуктора, а также выбросом выхлопных газов высокой температуры, что позволяет обнаружить его при помощи инфракрасной аппаратуры. Работа двигателя и вращение винтов производят характерный шум на разных частотах позволяющий определить присутствие вертолета. Снижение инфракрасной сигнатуры с установкой экранно-выхлопных устройств (ЭВУ) не обеспечивают вертолету гарантированную безопасность от таких, в частности, средств поражения с тепловой головкой самонаведения, как переносной зенитный ракетный комплекс (ПЗРК).

Применение средств поражения с ИК головкой самонаведения вынуждает вертолеты применять управляемое и неуправляемое вооружение вне дальности стрельбы ПЗРК (5-6 км.) Увеличение дальности применения средств поражения для непосредственной поддержки с воздуха снижает боевую эффективность вертолета.

Применение на вертолете несущей системы с диаметром несущего винта (17 м), рулевого винта(3,85 м), длиной фюзеляжа (17 м) не позволяет применять его в уличных боях в населенных пунктах и городах для поддержки сухопутных сил. Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является конструкция самолета вертикального взлета и посадки (патент RU 2752276, 2021, Битуев АГ). Известный самолет содержит фюзеляж, в носовой и хвостовой части которого расположена несущая система, а в средней части кабина экипажа и моторно-трансмиссионный отдел. Несущая система состоит из установленных передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета крыльев, закрытых с концов обтекателями. Крылья обтекаются воздушным потоком вентиляторов в направлении от фюзеляжа в стороны. Посередине между вентиляторами в пространстве между стенками воздуховодов установлены моторы, валы которых соединены с крыльями. Моторы выполнены с возможностью поворачивать крылья относительно оси валов таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад. При наклоне крыльев вперед или назад самолету сообщается горизонтальная скорость направленная вперед или назад. Управление самолетом на всех режимах полета осуществляется струйными рулями. Достоинством известного технического решения является большая грузоподъемность несущей системы. Повышенная управляемость и маневренность самолета, небольшие размеры дают возможность его применения с площадок ограниченных размеров в условиях плотной городской застройки.

Применение самолета в военных целях ограничено отсутствием систем живучести.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Технической задачей изобретения является улучшение тактико - технических характеристик (малозаметность) и повышение боевой эффективности самолета. Поставленная задача решена благодаря тому, что предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки, содержит в себе:

фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними,

по меньшей мере, один киль (5), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1),

по меньшей мере, один газотурбинный двигатель (11) с приводным валом (12) расположенный в хвостовой части фюзеляжа,

вентиляторы (4), установленные в средней части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны,

приводной вал (12) кинематически соединенный с осями вентиляторов через главный редуктор (13) и, по меньшей мере, один редуктор (8),

крылья (2) выполненные таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны,

крылья (2) соединенные с валами (10) моторов (9),

моторы (9), выполненные с возможностью поворачивать крылья (2) относительно оси валов (10) таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад,

экранно-выхлопное устройство выполненное с возможностью снижения температуры выхлопных газов смешением с атмосферным воздухом поступающим в смесительную камеру (17) за счет создания в ней области пониженного давления прохождением скоростного потока сжатого воздуха истекающего из сопловых аппаратов (16) и смешением в выхлопном канале (18) смешанного потока с набегающим воздушным потоком,

устройства бортового радиоэлектронного оборудования 23, выполненные с возможностью выдвижения вертикально вверх,

по меньшей мере, один модуль устройства вертикального пуска 21 с ячейками транспортно-пускового контейнера управляемого ракетного оружия 22, расположенный в средней части фюзеляжа 1,

обтекатели (3), с выполненными в них каналами с щелью (15) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды в направлении вверх и вниз от обтекателя,

сопла, в обтекателях (3), в носовой и хвостовой части фюзеляжа(1), выполненные с возможностью управления по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета.

По сути, поставленная задача достигается следующим образом: самолет вертикального взлета и посадки, имеющий фюзеляж, крылья, вентиляторы, отличается тем, что в камере смешения экранно- выхлопного устройства выхлопные газы смешиваются с атмосферным воздухом и на выходе наружу смешиваются с набегающим воздушным потоком.

Как будет понятно специалисту, преимущества предлагаемого самолета по сравнению с выбранным прототипом достигаются в основном благодаря тому, что в экранно- выхлопном устройстве смешением выхлопных газов с атмосферным воздухом производится снижение температуры выхлопных газов.

В предпочтительных формах воплощения вышеописанного самолета:

- двигатель (11) выполнен турбовальным.

- выхлопной канал (18) закрыт теплоизолирующим экраном (19), выполненным таким образом, что между ними образован воздушный зазор.

- он снабжен двумя килями (5), расположенными вертикально на расстоянии друг от друга в хвостовой части фюзеляжа (1).

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР ЧЕРТЕЖЕЙ

На Фиг. 1 представлен общий вид самолета в трех проекциях.

На Фиг. 2 показано сечение А-А.

На Фиг. 3 показано сечение Б-Б.

На Фиг. 4 изображена кинематическая схема

На Фиг. 5 показано создание воздушной завесы крыльев и горизонтальной тяги

На Фиг. 6 показано экранно- выхлопное устройство

На Фиг. 7 показано сечение В-В. На

Фиг. 8 показано сечение Г-Г.

Позициями 1-23 обозначены:

I - фюзеляж, 2- крылья,

3 - обтекатели крыльев,

4 - вентиляторы,

5 - киль,

6 - шасси,

7 - воздухозаборники,

8 - редуктор вентилятора,

9 - моторы,

10 - валы моторов,

II - двигатель,

12- приводной вал,

13 - главный редуктор,

14 - валы трансмиссии,

15 - каналы с щелью,

16 - сопловый аппарат эжектора,

17 - смесительная камера,

18 - выхлопной канал,

19 - теплоизолирующий экран,

20 - подвижная стрелково-пушечная установка,

21 - модуль устройства вертикального пуска,

22 - ячейка транспортно-пускового контейнера управляемого ракетного оружия,

23 - выдвижное устройство бортового радиоэлектронного оборудования.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

По компоновочной схеме самолет двух двигательный с боковыми воздухозаборниками. Вертикальное оперение двухкилевое. Шасси «обычное» трехстоечное, неубирающееся.

Как показано на Фиг. 1 самолет содержит:

фюзеляж 1,

крылья 2,

обтекатели крыльев 3,

вентиляторы 4,

кили 5,

шасси 6,

воздухозаборники 7,

выхлопной канал 18,

подвижную стрелково-пушечную установку 20,

модуль устройства вертикального пуска 21,

выдвижное устройство бортового радиоэлектронного оборудования 23.

Как показано на Фиг. 1 и Фиг. 2 в средней фюзеляжа 1 передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета установлены крылья 2 закрытые с концов обтекателями 3.

Как показано на Фиг. 3 посередине между вентиляторами 4 в пространстве между стенками воздуховодов установлены моторы (пневмо/гидро) 9, валы 10 которых соединены с крыльями 2.

Как показано на Фиг. 4 в хвостовой части фюзеляжа расположен моторно-трансмиссионный отдел, в котором установлены два газотурбинных двигателя (ГТД) 11, которые приводными валами 12 соединены с главным редуктором 13. Главный редуктор 13 посредством редукторов вентиляторов 8 и валов трансмиссии 14 передает крутящий момент двухступенчатым вентиляторам с роторами противоположного вращения 4.

Как показано на Фиг. 5 в передних обтекателях 3 в верхней и нижней поверхностях выполнены каналы с щелями 15 из которых истекает скоростной плоский поток сжатого воздуха поступающий от компрессора двигателя.

Как показано на Фиг. 6, Фиг. 7 в моторно-трансмиссионном отделе расположено экранно-выхлопное устройство (ЭВУ) эжекторного типа состоящее из смесительной камеры 17, сопловых аппаратов 16, выхлопного канала 18 закрытого теплоизолирующим экраном 19.

Как показано на Фиг. 1, Фиг. 8 в средней части фюзеляжа между парами вентиляторов 4 расположены два модуля устройства вертикального пуска 21. Каждый модуль содержит некоторое количество ячеек 22 под транспортно- пусковые контейнеры управляемого ракетного оружия.

Вертикальный взлет осуществляется следующим образом:

1) после запуска двигателя 11 приводной вал 12 передает крутящий момент главному редуктору 13

2) крутящий момент от главного редуктора 13 посредством редукторов вентиляторов 8 и валов трансмиссии 14 доводится до вентиляторов 4. Воздушный поток вентиляторов обтекая крылья 2 создает подъемную силу (F_y) и силу лобового сопротивления (F_x) (Фиг. 2)

3) как только вертикальная тяга, как сумма подъемных сил крыльев (F_y), станет больше силы тяжести произойдет отрыв самолета от поверхности и начнется вертикальный взлет.

4) после набора определенной высоты моторы 9 поворотом валов 10 синхронно наклоняют крылья 2 на одинаковый угол вперед (Фиг. 3, Фиг. 5). При наклоне крыльев вперед образуется горизонтальная составляющая (F_r) подъемной силы (F_y) которая и сообщает самолету горизонтальную скорость (Фиг. 5). Наклон крыльев уменьшает вертикальную составляющую (F_B) подъемной силы (F_y), что может привести к потере высоты полета самолета. Чтобы этого не произошло на самолете используется система «угол-газ», которая одновременно с увеличением угла наклона крыльев подает команду в топливную автоматику на увеличение оборотов двигателя, тем самым исключая уменьшение вертикальной составляющей (F_в).

5) На крейсерском режиме полета включается система воздушной завесы крыльев. Сжатый воздух от компрессора двигателя 11 подается в каналы с щелями 15 в верхней и нижних поверхностях передних обтекателей 3. Набегающий воздушный поток (V2) взаимодействуя со скоростной плоской струей сжатого воздуха (V₁), истекающего из щелей канала 15, тормозится и отклоняется (V). Для повышения эффективности воздушной завесы возможна установка нескольких каналов с щелями. Кроме того, для более плавного (ламинарного) обтекания крыльев, возможно регулирование скорости и направления истечения (угла) сжатого воздуха в зависимости от скорости движения самолета. (Фиг. 5)

Вертикальная посадка осуществляется следующим образом:

1) При приближении к месту посадки моторы 9 поворотом валов 10 синхронно наклоняют крылья 2 на одинаковый угол назад. Образующаяся горизонтальная составляющая (F_r) подъемной силы (F_y) будет направлена в противоположную сторону движения самолета и следовательно снижать его скорость.

Таким образом, будет происходить торможение самолета в воздухе до его полной остановки.

2) Плавное уменьшение оборотов двигателя позволяет осуществить вертикальную посадку.

Во время работы двигателей выхлопные газы из выхлопных патрубков направляются вверх по газоходам в смесительную камеру 17 в которую из сопловых аппаратов 16 истекает высокоскоростной поток сжатого воздуха поступающего от компрессора двигателя. При прохождении скоростного потока воздуха через смесительную камеру 17 в ней создается пониженное давление, что вызывает подсос атмосферного воздуха. Таким образом, в камере смешения выхлопные газы, атмосферный воздух и скоростной поток сжатого воздуха объединяются и формируют смешанный поток. В процессе теплообмена в смешанном потоке между высокотемпературными выхлопными газами с атмосферным воздухом и сжатым воздухом, температура которых во много раз ниже, происходит значительное снижение температуры выхлопных газов. Из смесительной камеры 17 поток расширяясь попадает в выхлопной канал 18 и удаляется наружу. При движении самолета в выхлопном канале 18 происходит охлаждение смешанного потока при смешении с набегающим воздушным потоком. Кроме того, охлаждение смешанного потока в выхлопном канале 18 осуществляется протекающим воздухом между стенками выхлопного канала и теплоизолирующего экрана 19. (Фиг. 6, Фиг. 7).

На всех режимах полета используется система струйного (реактивного) управления. Сопловые аппараты системы струйного управления установлены в носовой, хвостовой части фюзеляжа и в обтекателях крыльев.

Таким образом, при расположении в воздушном потоке вентиляторов крыльев, передней кромкой друг к другу, параллельно и симметрично относительно продольной оси самолета векторная сумма сил лобового сопротивления становится равной нулю.

Это дает возможность применять аэродинамические профили с наибольшим коэффициентом подъемной силы (С_у) без учета их коэффициента лобового сопротивления (С_х). Кроме этого, повысить коэффициент подъемной силы можно применением системы управления пограничным слоем.

Реализация вышеперечисленных мероприятий, направленных на повышение коэффициента подъемной силы, позволяет значительно увеличить подъемную силу (при прочих равных условиях) при минимальных энергозатратах и, следовательно, повысить грузоподъемность самолета.

Расположение крыльев вдоль по бокам фюзеляжа значительно снижает лобовое сопротивление крыльев набегающему воздушному потоку при движении самолета, повышая тем самым его экономичность.

Установка крыльев в обтекатели и воздушной завесой скоростным плоским потоком сжатого воздуха, направленного вверх и вниз от обтекателя, значительно снижает снос воздушного потока вентиляторов встречным потоком без дополнительных энергозатрат, что повышает экономичность и грузоподъемность летательного аппарата.

Повышение грузоподъемности и экономичности самолета дает возможность значительного усиления бронирования фюзеляжа и остекления кабины экипажа до уровня выдерживающего прямые попадания бронебойных пуль стрелкового оружия, крупнокалиберного стрелкового оружия, снарядов малокалиберной зенитной артиллерии. Размещение основных элементов несущей системы, таких как, вентиляторы, редукторы, трансмиссия, двигатели в бронированном фюзеляже значительно повышает боевую живучесть самолета. Повышение живучести самолета позволяет выполнять боевые задачи на предельно малых высотах под огневым воздействием противника.

Применение несущей системы, в которой подъемная сила создается обтеканием воздушным потоком вентиляторов, крыльев неподвижно установленных вдоль фюзеляжа многократно снижает радиолокационную заметность самолета.

Смешение выхлопных газов с атмосферным воздухом приводят к значительному снижению температуры выхлопных газов, что существенно уменьшает заметность самолета в инфракрасном и ультрафиолетовом диапазонах излучения. Снижению тепловой сигнатуры самолета способствует размещение двигателей, главного редуктора, редукторов внутри фюзеляжа самолета.

Применение несущей системы с неподвижными крыльями, вентиляторами установленными в каналах фюзеляжа, смешение выхлопных газов в ЭВУ, размещение двигателей и трансмиссии внутри фюзеляжа снижают производимый самолетом шум.

Из вышеизложенного следует, что применяемая новая несущая система и комплекс мер направленных на снижение демаскирующих факторов значительно повышает уровень малозаметности самолета.

Соединение крыльев с валами моторов выполненными с возможностью поворота крыльев относительно оси валов таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом положении назад, дают возможность самолету осуществлять вертикальный взлет и посадку, висение, движение вперед и назад, а также торможение до полной остановки.

Применении струйных рулей позволяют самолету перемещаться боком, выполнять вращения вокруг вертикальной оси, парировать внешние воздействия, а также управление по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета. Повышение управляемости и маневренности, небольшие размеры, дают возможность применения самолета, в том числе, в городских уличных боях.

Комплекс системы управляемого ракетного оружия включающий некоторые устройства и системы бортового радиоэлектронного оборудования (РЛС, обзорно-прицельная станция обнаружения и распознавания объектов, захвата и автосопровождения и т.д.), выполненные с возможностью выдвижения вверх на необходимую высоту и устройство вертикального пуска обеспечивают обстрел цели (наземной, воздушной) по любым направлениям с места и на ходу, без изменения положения самолета в пространстве. Кроме того, возможен обстрел цели из-за препятствий (здание, неровность рельефа, деревья и т.д.) без выхода на линию огня. Живучесть, малозаметность, маневренность, всеракурсность применения оружия самолета позволяют выполнять боевые задачи на предельно малых высотах непосредственно над позициями противника и в глубине его обороны, что повышает боевую эффективность.

1. Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий в себе:

фюзеляж (1), имеющий носовую часть, хвостовую часть и среднюю часть, расположенную между ними,

по меньшей мере, один киль (5), расположенный в хвостовой части фюзеляжа (1),

по меньшей мере, один газотурбинный двигатель (11) с приводным валом (12), расположенный в хвостовой части фюзеляжа,

вентиляторы (4), установленные в средней части фюзеляжа (1) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды из отверстия в верхней части фюзеляжа в направлении от фюзеляжа в стороны,

приводной вал (12), кинематически соединенный с осями вентиляторов через главный редуктор (13), и, по меньшей мере, один редуктор (8),

крылья (2), выполненные таким образом, что подъемная сила создается потоком текучей среды в направлении от фюзеляжа в стороны,

крылья (2), соединенные с валами (10) моторов (9),

моторы (9), выполненные с возможностью поворачивать крылья (2) относительно оси валов (10) таким образом, что в одном из положений крылья наклонены вперед, а в другом из положений наклонены назад,

экранно-выхлопное устройство, выполненное с возможностью снижения температуры выхлопных газов смешением с атмосферным воздухом, поступающим в смесительную камеру (17) за счет создания в ней области пониженного давления прохождением скоростного потока сжатого воздуха, истекающего из сопловых аппаратов (16), и смешением в выхлопном канале (18) смешанного потока с набегающим воздушным потоком,

устройства бортового радиоэлектронного оборудования 23, выполненные с возможностью выдвижения вертикально вверх,

по меньшей мере, один модуль устройства вертикального пуска 21 с ячейками транспортно-пускового контейнера управляемого ракетного оружия 22, расположенный в средней части фюзеляжа 1,

обтекатели (3), с выполненными в них каналами со щелью (15) таким образом, что имеют возможность создавать поток текучей среды в направлении вверх и вниз от обтекателя,

сопла, в обтекателях (3), в носовой и хвостовой части фюзеляжа (1), выполненные с возможностью управления по тангажу, рысканию и крену на всех режимах полета.

2. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что в нем двигатель (11) выполнен турбовальным.

3. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что в нем выхлопной канал (18) закрыт теплоизолирующим экраном (19), выполненным таким образом, что между ними образован воздушный зазор.

4. Самолет по п. 1, характеризующийся тем, что он снабжен двумя килями (5), расположенными вертикально на расстоянии друг от друга в хвостовой части фюзеляжа (1).