Способ планирования, парашютирования, зависания, посадки и взлета пилотируемого крылатого летательного аппарата рудольфа гроховского

Изобретение относится к области создания крылатых летательных аппаратов, обладающих как дозвуковыми, так и сверхзвуковыми скоростями. Способ заключается в том, что пилотируемый крылатый летательный аппарат оснащают одним или несколькими несущими винтами. Несущие винты располагают в винтовых отсеках, входные отверстия которых закрывают раздвижными створками. Винтовые отсеки располагают в продольной области фюзеляжа или в продольной области сигарообразных или фюзеляжеподобных гондол. Гондолы крепят к конечным сечениям (нервюрам) крыла или конечным сечениям горизонтального или вертикального оперения летательного аппарата. После раскрытия подвижных створок несущие винты из винтовых отсеков поднимают на рабочую высоту. Запускают во вращение несущие винты с помощью воздушного потока (авторотационно) или с помощью реактивного привода, например, стартовых (форсажных) двигателей, работающих на твердом топливе, или с помощью механического привода от газотурбинных, например, турбовальных двигателей. Управляют подъемной и пропульсивной силами несущих винтов с помощью автоматов перекоса. Скорость вращения несущих винтов гасят с помощью элементарных тормозных механизмов. Лопасти несущих винтов ориентируют с помощью элементарных улавливающих фиксаторов, после чего опускают и укладывают несущие винты в винтовые отсеки. Достигается повышение живучести и расширение функциональных возможностей у летательных аппаратов.

 

Способ относится к области создания крылатых летательных аппаратов любых классов, видов и моделей, обладающих как дозвукововыми, так и сверхзвуковыми скоростями, осуществляющими полеты как в воздушном, так и в субкосмическом пространстве, и предназначен для значительного повышения их эксплуатационной живучести.

26.01.1939 года был предложен способ (Патент GB 499632 А) корректировки и стабилизации самолета в воздушном пространстве с помощью несущего винта.

Существенным недостатком способа является то, что используемый в нем несущий винт, располагаясь на открытой поверхности фюзеляжа, к тому же и в открытой нише, дополнительно ухудшающей аэродинамические обводы самолета, даже на небольших скоростях полета являлся бы причиной и источником возникновения турбулентности и вибрационных явлений, что противоречит техническим условиям эксплуатации даже малоскоростных летательных аппаратов, не говоря уже о низкой эксплуатационной мобильности и функциональной ограниченности технического решения. Поэтому на техническом уровне такой способ не имеет промышленного применения.

Сущностью заявляемого способа является то, что пилотируемый крылатый летательный аппарат оснащают одним или несколькими несущими винтами, располагают несущие винты в винтовых отсеках, входные отверстия которых закрывают раздвижными створками, винтовые отсеки располагают в продольной области фюзеляжа или в продольной области сигарообразных или фюзеляжеподобных гондол, гондолы крепят к конечным сечениям (нервюрам) крыла или конечным сечениям горизонтального или вертикального оперения летательного аппарата, после раскрытия подвижных створок несущие винты из винтовых отсеков поднимают на рабочую высоту с помощью элементарных механизмов, например с помощью телескопических устройств, расположенных на вертикальных валах несущих винтов, запускают во вращение несущие винты с помощью воздушного потока (авторотационно) или с помощью реактивного привода, например, стартовых (форсажных) двигателей, работающих на твердом топливе, или с помощью механического привода от газотурбинных, например, турбовальных двигателей, управляют подъемной и пропульсивной силами несущих винтов с помощью автоматов перекоса, гасят скорость вращения несущих винтов с помощью элементарных тормозных механизмов, с помощью элементарных улавливающих фиксаторов ориентируют лопасти несущих винтов параллельно продольной (горизонтальной) оси летательного аппарата, после чего опускают и укладывают несущие винты в винтовые отсеки, входные отверстия которых перекрывают с помощью подвижных створок.

Достоинством способа является возможность его применения на неограниченных скоростях, на всех видах, классах и моделях летательных аппаратов, эксплуатируемых на воздушных и субкосмических траекториях.

Достоинством способа является широкая возможность его функционального применения не только «для корректировки или сохранения стабильности самолета в полете» (см. аналог), но и совершенно уникальная возможность создания нового высокоэффективного аэродинамического качества для всех высокоскоростных и гиперзвуковых крылатых летательных аппаратов, в т.ч. и транспортных авиалайнеров и космических кораблей многоразового использования, впервые позволяющая таким аппаратам производить посадку на сверхмалых посадочных скоростях и сверхмалых площадках, осуществлять приземление с минимальной, до ничтожности, длиной пробега, включая для этого и неподготовленную, но относительно ровную, наземную или водную поверхность.

Способ не создает проблемы его промышленному использованию и впервые позволяет органам управления скоростных, сверхскоростных и гиперзвуковых крылатых летательных аппаратов осуществлять эффективную устойчивость при планировании, осуществлять парашютирование и зависание при заходе на посадку в аварийном или штатном режимах, а также производить взлет с укороченным пробегом.

Способ не только обладает широкой функциональностью, но и максимально решает проблему эксплуатационной живучести крылатых летательных аппаратов при целом ряде нештатных ситуаций, например, таких как обледенение части или всей несущей поверхности крыла, отказ одного или всех маршевых двигателей, отказ одного или всех традиционных органов управления, отказ выпускных механизмов шасси, нештатная ситуация на взлетно-посадочных режимах и предельно малых высотах и др.

Способ позволяет при создании устройств, например космических кораблей многоразового использования нового поколения, отказаться от самолетной схемы, использовать крыло сверхмалого удлинения (в т.ч. и в устройствах авиалайнеров), что, кроме вышеперечисленных достоинств, позволит кардинально уменьшить проблему термоизоляции наружной поверхности космического корабля.

Способ планирования, парашютирования, зависания, посадки и взлета, в котором пилотируемый крылатый летательный аппарат оснащают одним или несколькими несущими винтами, располагают несущие винты в винтовых отсеках, входные отверстия которых закрывают раздвижными створками, винтовые отсеки располагают в продольной области фюзеляжа или в продольной области сигарообразных или фюзеляжеподобных гондол, гондолы крепят к конечным сечениям (нервюрам) крыла или конечным сечениям горизонтального или вертикального оперения летательного аппарата, после раскрытия подвижных створок несущие винты из винтовых отсеков поднимают на рабочую высоту с помощью элементарных механизмов, например с помощью телескопических устройств, расположенных на вертикальных валах несущих винтов, запускают во вращение несущие винты с помощью воздушного потока (авторотационно) или с помощью реактивного привода, например стартовых (форсажных) двигателей, работающих на твердом топливе, или с помощью механического привода от газотурбинных, например, турбовальных двигателей, управляют подъемной и пропульсивной силами несущих винтов с помощью автоматов перекоса, гасят скорость вращения несущих винтов с помощью элементарных тормозных механизмов, с помощью элементарных улавливающих фиксаторов ориентируют лопасти несущих винтов параллельно продольной (горизонтальной) оси летательного аппарата, после чего опускают и укладывают несущие винты в винтовые отсеки, входные отверстия которых перекрывают с помощью подвижных створок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, в частности к винтокрылам, вертолетам. .

Изобретение относится к комбинированному летательному аппарату. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции дистанционно пилотируемых вертолетов-самолетов, совмещающих особенности вертолетов и самолетов.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к летательным аппаратам со свойствами самолета и вертолета. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к летательным аппаратам со свойствами самолета и вертолета. .

Изобретение относится к авиации и касается создания летательного аппарата (ЛА), используемого как самолет, вертолет или планер. .

Изобретение относится к комбинированным летательным аппаратам, преимущественно с повышенным уровнем безопасности полета. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к винтокрылым летательным аппаратам вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции легких конвертопланов и беспилотных винтокрылов
Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции комбинированных винтокрылых летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиации, в частности, к комбинированным вертолетам

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции вертолетов

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу. Вертолет-самолет выполнен по конструктивно-силовой двухфюзеляжной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих поворотных винтов по схеме 1+2. Плоскость вращения лопастей переднего большего винта при создании им вертикальной тяги расположена в межфюзеляжном пространстве, ограниченном внутренними бортами фюзеляжей, задней и передней кромками. Система трансмиссии включает кормовые редукторы двух меньших поворотных винтов и центральный Т-образный в плане главный редуктор. Достигается повышение весовой отдачи и улучшение взлетно-посадочных характеристик при коротком взлете и посадке. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с хвостовой балкой и килем, две консоли крыла и два несущих винта, расположенных на консолях крыла и установленных с перекрытием, при этом несущие винты выполнены жесткими. Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей, которые встроены в корневую часть консолей крыла. На киле спереди установлен тяговый винт, предназначенный для создания дополнительной пропульсивной силы, и выполнено горизонтальное оперение, причем ось тягового винта расположена в плоскости горизонтального оперения. Два газотурбинных двигателя соединены через элементы трансмиссии: концевые редукторы, трансмиссионные валы и синхронизирующий редуктор - с несущими винтами и через синхронизирующий редуктор, хвостовой трансмиссионный вал, промежуточный редуктор, трансмиссионный вал и концевой редуктор - с тяговым винтом, причем промежуточный редуктор со стороны хвостового трансмиссионного вала снабжен муфтой сцепления-расцепления. Силовая установка может содержать третий газотурбинный двигатель, установленный в хвостовой балке. Повышается транспортная эффективность винтокрыла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3'). Устройство (10) содержит средство (20) запуска режима автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки, соединенное с блоком (15) обработки. Блок (15) обработки автоматически управляет общим шагом лопастей (3'), когда режим автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки включен, контролируя упомянутую общую цепь управления для поддержания аэродинамического угла атаки (α) летательного аппарата в значении опорного угла атаки (α*). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх