Самолет с шасси на воздушной подушке

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к самолетам с шасси на воздушной подушке. Самолет с шасси на воздушной подушке содержит фюзеляж 1 с закрепленной на нем надувной оболочкой, крыло с закрылками, маршевый двигатель 6 и стартовый вентилятор. Стартовый вентилятор снабжен выходным соплом 9, торец которого выведен в пространство воздушной подушки 11, ограниченное щитками 14, 15, установленными перпендикулярно продольной оси фюзеляжа 1 с возможностью вращения. Надувная оболочка выполнена в виде двух пневматических баллонов, установленных параллельно друг другу вдоль продольной оси фюзеляжа 1. 16 з. п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к самолетам с шасси на воздушной подушке.

Наиболее близким по своей технической сущности к предлагаемому является самолет с шасси на воздушной подушке, содержащий фюзеляж с закрепленной на нем надувной оболочкой, крыло, снабженное закрылками, маршевый двигатель с компрессором и стартовый вентилятор.

К недостаткам конструкции указанного самолета в первую очередь следует отнести то, что для своей работы стартовый вентилятор отбирает часть мощности с вала маршевого двигателя, что с одной стороны серьезно снижает безопасность полетов, так как при отказе маршевого двигателя воздушное судно лишается не только возможности продолжать полет, но и взлетно-посадочного устройства шасси, а с другой стороны уменьшает полезную мощность маршевого двигателя, идущую на создание тяги. Другим существенным недостатком этого самолета является недостаточная продольная устойчивость при боковом ветре на взлете и посадке из-за того, что традиционные средства механизации крыла закрылки не только малоэффективны при тех скоростях, которые развивают при взлете и посадке самолеты на воздушной подушке, но и небезопасны при их использовании в непосредственной близости от поверхности приземления. К недостаткам данной конструкции самолета на воздушной подушке следует также отнести снижение полезной нагрузки самолета из-за ограничения использования стартового вентилятора только созданием воздушной подушки на взлете и посадке и большого аэродинамического сопротивления, присущего его взлетно-посадочному устройству, выполненному в виде тороидального пневмобаллона.

Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в необходимости повысить надежность, улучшить аэродинамику и управление самолетом с шасси на воздушной подушке.

Поставленная задача решается за счет того, что в самолете с шасси на воздушной подушке, содержащем фюзеляж с закрепленной на нем надувной оболочкой, крыло, снабженное закрылками, маршевый двигатель с компрессором и стартовый вентилятор, с целью упрощения шасси на воздушной подушке при одновременном улучшении его аэродинамических характеристик, стартовый вентилятор снабжен выходным соплом, торец которого выведен в пространство воздушной подушки, ограниченное щитками, установленными перпендикулярно продольной оси фюзеляжа с возможностью вращения вокруг стороны, соединенной с фюзеляжем, и надувной оболочкой, выполненной в виде по крайней мере двух пневматических баллонов, которые установлены параллельно друг другу вдоль продольной оси фюзеляжа.

Для упрощения средства уборки выпуска щитков при одновременном предотвращении повреждения щитков о ВПП щитки снабжены воздушными баллонами-амортизаторами, соединенными воздуховодами с выходным соплом стартового вентилятора.

Для повышения надежности выпуска уборки щитков по крайней мере задний щиток снабжен механическим приводом для его поворота.

Чтобы обеспечить возможность преодоления отдельно расположенных неровностей взлетно-посадочной полосы (ВПП) с меньшими потерями давления в воздушной подушке, щитки разделяют по всей длине на упруго соединенные секции или по высоте на две части, нижнюю из которых выполняют упругой.

Для уменьшения коэффициента трения оболочки с грунтом при взлете и посадке на опорной поверхности надувных баллонов выполняют упругие реданы.

Для снижения износа материала надувных баллонов за счет образования воздушной смазки опорную поверхность баллонов выполняют перфорированной.

Для повышения надежности подачи воздуха в баллоны полости надувных баллонов соединяют воздуховодами с компрессором маршевого двигателя и/или с выходным соплом стартового вентилятора. Чтобы обеспечить регулирование расхода воздуха, выходное сопло снабжают заслонкой, выполненной с возможностью ее поворота.

Для повышения надежности подачи воздуха в пространство воздушной подушки заслонку выходного сопла стартового вентилятора выполняют в виде пластин, часть которых соединена с механизмом управления, а другая часть пластин закреплена с возможностью поворота при превышении давления в выходном сопле выше расчетного значения. Чтобы обеспечить возможность управления пограничным слоем, в крыле выполняют щелевые сопла вдоль крыла, снабжают убирающимися заслонками и соединяют воздуховодами с выходным соплом стартового вентилятора.

Для упрощения убирания заслонок щелевых сопл щелевые сопла расположены вдоль задней кромки крыла, а заслонки выполнены или гибкими, или шарнирно закреплены по нижнему краю щелевого сопла с возможностью смещения под действием собственного веса при выпускании закрылка или выполнены гибкими.

Для управления самолетом как по курсу при взлете и посадке, так и в полете, на торце крыла выполнены отверстия, соединенные воздуховодами с выходным соплом и снабженные устройствами струйного управления.

Устройства струйного управления могут быть выполнены или в виде сопл, установленных в отверстиях, расположенных в торце крыла, с возможностью регулируемого вращения вокруг своей оси симметрии, в которых закреплены с наклоном параллельные пластины, или в виде трособлочной системы управления, связанной с параллельными Т-образными элементами, закрепленными одним из своих концов по периметру отверстий с возможностью качания. Для уменьшения вероятности выхода из строя вентилятора он снабжен автономным приводом.

Для предотвращения повреждения закрылков о неровности поверхности посадки или взлета закрылки снабжены направляющими рельсами, шарнирно закрепленными на нижней поверхности крыла и выполненными в виде двуплечих рычагов, одно плечо которых соединено с крылом при помощи амортизатора.

На фиг.1 показана предлагаемая конструкция самолета, продольный разрез; на фиг. 2 сечение А-А с частичными вырывами в наружной обшивке крыла, вид сверху в разрезе; на фиг.3 самолет, вид снизу; на фиг.4 кинематическая схема одного из возможных вариантов трособлочного управления рулем направления и устройствами струйного управления; на фиг.5 принципиальная конструкция заслонки сопла стартового вентилятора с приводом; на фиг.6 вариант выполнения средств отклонения струи в виде параллельных пластин, вставленных в конусные или цилиндрические сопла; на фиг.7 сечение Б-Б на фиг.6; на фиг.8-10 сечение В-В консоли крыла (увеличено) на фиг.2 при различных положениях закрылка и заслонок щелевых сопел, соответствующих различным условиям полета; на фиг.11 различные положения направляющего рельса при посадке на неровную поверхность.

Самолет состоит из фюзеляжа 1 с крылом 2, снабженным закрылками 3, руля направления 4, соединенного с трособлочной системой управления 5, маршевого двигателя 6 с компрессором (не показан), стартового вентилятора 7 с приводом 8 и выходным соплом 9. Под фюзеляжем расположена надувная оболочка 10, разделенная по крайней мере на два баллона сигарообразной формы, установленных параллельно и ограничивающих по бокам фюзеляжа область повышенного давления воздушной подушки 11, в которую выведено сопло 9, снабженное заслонкой 12, связанной с механизмом 13 ее управления. При этом заслонка 12 может быть выполнена в виде пластин, часть которых поворачивается принудительно механизмом 13 (по желанию пилота) и перекрывает приблизительно 2/3 площади сопла 9, а другая часть поворачивается при расчетном давлении воздуха, развиваемом стартовым вентилятором 7. Спереди и сзади воздушная подушка ограничена установленными перпендикулярно продольной оси фюзеляжа передним 14 и задним 15 щитками, которые могут быть выполнены из шарнирно соединенных по всей высоте секций или могут состоять только из двух секций, нижняя из которых выполнена упругой. На торцах крыла 2 выполнены отверстия 16, соединенные с выходным соплом 9 при помощи воздуховодов 17 и снабженные устройствами струйного управления 18, обеспечивающими отклонение воздушных струй вверх или вниз и закрытие отверстий 16. Щитки 14 и 15 соединены с воздушными баллонами-амортизаторами 19, которые сообщаются с помощью воздуховодов 20 с выходным соплом стартового вентилятора 9. Задний щиток 15 снабжен механическим приводом 21 для его поворота вокруг горизонтальной оси. Устройства струйного управления 18 могут быть выполнены или в виде системы трособлочного управления 5, связанной с помощью тяги 22 с параллельными Т-образными элементами 23, установленными по периметру отверстий 16 с возможностью качания, или в виде параллельных пластин 24, расположенных с наклоном относительно внутренней поверхности вращающихся вокруг своей продольной оси конусных или цилиндрических сопел 25 (конкретные конструкции устройств для поворота сопел широко известны и потому в данной заявке не представлены). Тяга 22 может быть связана, кроме того, с рулем направления 4. Вдоль крыла 2 выполнены щелевые сопла 26, соединенные воздуховодами 15 с выходным соплом 9 стартового вентилятора 7 и снабженные убирающимися заслонками 27. Щелевые сопла 26 могут быть расположены или вдоль задней кромки крыла 2 или у носка на верхней дужке профиля крыла 2 (не показано), или как-нибудь иначе в пределах изобретательского замысла. В случае, если щелевые сопла 26 расположены вдоль задней кромки крыла 2, заслонки 27 выполняются гибкими или шарнирно закрепляются на нижнем крае щелевого сопла 26 с возможностью смещения под действием собственного веса при выпускании закрылков 3. При этом ширина заслонок 27 такова, что они свободными концами лежат на передней части выпущенных закрылков 3 и при их уборке могут скользить по их поверхности. На нижней поверхности крыла 2 с помощью шарнира 28 закреплены направляющие рельсы 29 закрылков 3, выполненные в виде двуплечих рычагов, одно плечо которых соединено с крылом 2 при помощи амортизатора 30. Опорная поверхность надувной оболочки 10 снабжена реданами 31 и может быть перфорирована 32. В полете и на стояке материал оболочки 10 убирается в ложементы 33.

Самолет функционирует следующим образом.

На стоянке самолета выводят маршевый двигатель 2 на обороты "малого газа", накачивают надувную оболочку 10 от турбокомпрессора (не показан), расположенного на валу маршевого двигателя 6, выпускают щитки 14 и 15 гибкого ограждения воздушной подушки, открывают заслонку 12 и выводят стартовый вентилятор 7 на номинальный режим работы. Под фюзеляжем 1 в пространстве между щитками 14 и 15 и пневмобаллонами, из которых состоит надувная оболочка 10, создается область повышенного давления воздушная подушка 11. Самолет на ней приподнимается и начинает движение по стартово-посадочной площадке. Направление движения при этом в основном регулируется с помощью устройств струйного управления 18 за счет изменения расхода и направления струй воздуха, поступающего по воздуховодам 17 к отверстиям 16 в торцах крыла 2, так как на малых скоростях руль направления 4 малоэффективен. Щелевые сопла 26 в момент рулежки закрыты.

После выруливания на место старта выводят маршевый двигатель 6 на максимальную мощность и открывают щелевые сопла 26 за счет перемещения закрылков по направляющим рельсам 29. Самолет страгивается с места и начинает разбег. При достижении скорости разбега величины, равной 0,8-0,85 скорости отрыва, часть проходного сечения сопла 9 при помощи механизма 13 перекрывается заслонкой 12 (примерно 2/3 площади поперечного сечения выходного сопла 9) и дополнительный воздух (примерно половина объема воздуха повышенного давления от стартового вентилятора 7) начинает по воздуховодам 15 поступать к щелевым соплам 26, что позволяет значительно увеличить подъемную силу крыла 2. Одновременно с этим в область воздушной подушки 11 поступление воздуха уменьшается, уменьшается и давление в воздушных баллонах-амортизаторах 19, в результате чего щитки 14 и 15 начинают постепенно убираться в фюзеляж 1. Снижение аэродинамического сопротивления, которое оказывает воздушная подушка 11, приводит к увеличению скорости самолета. После набора безопасной высоты (по нормативам 400 м) привод 8 стартового вентилятора 9 может быть отключен.

При взлете в условиях бокового ветра закрылки 3 выпускаются не сразу со старта, а только по достижении скорости разбега, приблизительно равной половине скорости отрыва, для того, чтобы при малых скоростях побольше воздуха повышенного давления попадало в отверстия 16 на торцах крыла 2 и обеспечивало тем самым возможность маневрирования тогда, когда руль направления 4 еще не эффективен.

Когда самолет заходит на посадку, на высоте примерно 400 м включается привод 8 стартового вентилятора 7 и часть пластин заслонки 12, закрепленных с возможностью поворота при достижении расчетного значения давления воздуха, поворачивается и открывается часть проходного сечения сопла 9. Опускаются закрылки 3, открывая при этом щелевые сопла 26. С помощью механизма поворота 21 выпускается задний щиток 15. При дальнейшем приближении самолета к посадочной поверхности под ним образуется пространство с повышенным давлением воздушная подушка 11, растет давление в воздушных баллонах-амортизаторах 19, что приводит к открыванию переднего щитка 14 и увеличению давления в воздушной подушке 11. Посадка осуществляется на баллоны, из которых состоит надувная оболочка 10. Поскольку на опорной поверхности баллонов нанесены упругие реданы (например, из резины или полиуретана), уменьшается трение баллонов о поверхность места посадки и их износ. Снизить трение можно также, если снабдить баллоны гибкого ограждения воздушной подушки 11 системой воздушной смазки в виде, например, выполненной на их опорной поверхности перфорации 32, размеры и количество отверстий которой подбирается экспериментально для каждого конкретного самолета. Кроме того, благодаря системе воздушной смазки значительно облегчается старт с воды и особенно с вязких заболоченных грунтов. Пневмобаллоны могут быть выполнены стационарными, т.е. неубираемыми в полете. Это практически не ухудшает аэродинамику предлагаемой конструкции самолета, рассчитанной на число Маха до 0,4, и позволяет значительно повысить надежность шасси за счет обеспечения возможности посадки и плавания при неработающем стартовом вентиляторе 7 и применять для изготовления баллонов более прочный и легкий материал из синтетических тканей, пропитанных резиной, полиуретаном или подобными герметиками. Затем убирают закрылки 3 и при помощи механизма управления 13 поворачивают заслонку 12, полностью освобождая выходное сопло 9 и увеличивая тем самым давление в воздушной подушке 11. Выводят маршевый двигатель 6 на обороты "малого газа" и самолет заруливают на стоянку, изменяя направление его движения за счет устройства струйного управления 18, которое регулирует расход и направление струй воздуха, проходящих через отверстия 16 на торцах крыла 2 (при боковом ветре они могут открываться и раньше). При длительной стоянке ложементы 33 воздушной оболочки 10 гибкого ограждения воздушной подушки после того, как воздух из оболочки выпустят, служат в качестве опор самолета.

При аварийной посадке (например, в случае отказа маршевого двигателя 6) или посадке при неблагоприятных метеоусловиях устройства струйного управления 18 могут быть задействованы еще на эксплуатационной высоте полета для стабилизации положения самолета при снижении и маневрирования. Выпускают в этом случае и задний щиток 15 гибкого ограждения воздушной подушки 11.

В случае отказа стартового вентилятора 7 закрылки 3 все равно следует выпускать, так как поток набегающего воздуха будет проходить через заслонки 27, которые соединены с нижней кромкой крыла 2 шарнирами (не показаны) или выполнены гибкими. При этом создается дополнительная подъемная сила крыла 2. Наличие шарнирно закрепленного на крыле 2 направляющего рельса 29, выполненного в виде двуплечего рычага, одно плечо которого соединено с крылом 2 с помощью амортизатора 30, позволяет избежать ударов закрылками о поверхность неподготовленных площадок, а выполнение щитков 14 и 15 гибкого ограждения секционированными преодолевать отдельно встречающиеся препятствия (камни, кусты и т.д.) с меньшими потерями давления воздушной подушки 11.

Формула изобретения

1. САМОЛЕТ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ, содержащий фюзеляж с закрепленной на нем надувной оболочкой, крыло, снабженное закрылками, маршевый двигатель с компрессором и стартовый вентилятор, отличающийся тем, что стартовый вентилятор снабжен выходным соплом, торец которого выведен в пространство воздушной подушки, ограниченное щитками, установленными перпендикулярно продольной оси фюзеляжа с возможностью вращения вокруг стороны, соединенной с фюзеляжем, а надувная оболочка выполнена в виде по крайней мере двух пневматических баллонов, которые установлены параллельно друг другу вдоль продольной оси фюзеляжа.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что щитки снабжены воздушными баллонами-амортизаторами, соединенными воздуховодами с выходным соплом стартового вентилятора.

3. Самолет по п.2, отличающийся тем, что по крайней мере задний щиток снабжен механическим приводом для его поворота.

4. Самолет по пп.1 - 3, отличающийся тем, что щитки разделены по всей длине на упруго соединенные секции.

5. Самолет по пп.1 - 4, отличающийся тем, что щитки по высоте разделены на две части, нижняя из которых выполнена упругой.

6. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на опорной поверхности надувных баллонов выполнены упругие реданы.

7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что опорная поверхность баллонов выполнена перфорированной.

8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что полости надувных баллонов соединены воздуховодами с компрессором маршевого двигателя и/или с выходным соплом стартового вентилятора.

9. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что выходное сопло стартового вентилятора снабжено заслонкой, выполненной с возможностью ее поворота.

10. Самолет по пп.1 и 9, отличающийся тем, что заслонка выходного сопла стартового вентилятора выполнена в виде пластин, часть которых соединена с механизмом управления, а другая часть пластин закреплена с возможностью поворота при превышении давления в выходном сопле выше расчетного значения.

11. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что в крыле выполнены щелевые сопла, которые расположены вдоль крыла, снабжены убирающимися заслонками и соединены воздуховодами с выходным соплом стартового вентилятора.

12. Самолет по пп.1 и 11, отличающийся тем, что щелевые сопла расположены вдоль задней кромки крыла, а заслонки шарнирно закреплены по нижнему краю щелевого сопла с возможностью смещения под действием собственного веса при выпускании закрылка или выполнены гибкими.

13. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на торце крыла выполнены отверстия, соединенные воздуховодами с выходным соплом и снабженные устройствами струйного управления.

14. Самолет по пп. 1 и 13, отличающийся тем, что устройства струйного управления выполнены в виде сопл, установленных в отверстиях, расположенных в торце крыла, с возможностью регулируемого вращения вокруг своей оси симметрии, в которых закреплены с наклоном параллельные пластины.

15. Самолет по пп. 1 и 14, отличающийся тем, что устройства струйного управления выполнены в виде трособлочной системы управления, связанной с параллельными Т-образными элементами, закрепленными по периметру отверстий с возможностью качания.

16. Самолет по п.1, отличающийся тем, что вентилятор снабжен автономным приводом.

17. Самолет по п.1, отличающийся тем, что закрылки снабжены направляющими рельсами, шарнирно закрепленными на нижней поверхности крыла и выполненными в виде двуплечих рычагов, одно плечо которых соединено с крылом при помощи амортизатора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11

NF4A Восстановление действия патента Российской Федерации на изобретение

Извещение опубликовано: 20.12.2006        БИ: 35/2006

---