Летательный аппарат с крылом-парашютом



Летательный аппарат с крылом-парашютом
Летательный аппарат с крылом-парашютом
Летательный аппарат с крылом-парашютом
Летательный аппарат с крылом-парашютом
Летательный аппарат с крылом-парашютом

 


Владельцы патента RU 2446990:

Лысов Алексей Александрович (RU)
Лысов Роман Александрович (RU)

Изобретение относится к авиационной технике и касается летательных аппаратов, снабженных несущим крылом-парашютом с возможностью управления полетом, планированием и возможностью осуществления вертикальных взлета и посадки летательного аппарата. Летательный аппарат (1) с крылом-парашютом (2) содержит крыло-парашют (2) с каркасом в виде усеченного конуса. Крыло-парашют расположено вокруг летательного аппарата. Летательный аппарат (1) снабжен винтом (10) для компенсации вращающего момента, создаваемого крылом-парашютом (2), а также двигателями горизонтальной тяги (11) и двигателем (12). Двигатель (12) служит для привода во вращение крыла-парашюта (2) и винта (10). Каркас крыла-парашюта (2) снабжен по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса равномерно расположенными воздухозаборниками в виде прорезей, снабженными пластинами (14), повторяющими в закрытом виде форму поверхности конуса. При вращении крыла-парашюта (2) пластины (14) воздухозаборников открываются, обеспечивая этим дополнительную вертикальную тягу, которая позволяет планировать летательному аппарату (1) с отключенными двигателями горизонтальной тяги (11). Достигается надежность и безопасность, а также возможность планирования при отключенных двигателях. 5 ил.

 

Изобретение относится авиационной технике, именно к летательным аппаратам, снабженным несущим крылом-парашютом с возможностью управления полетом, планированием и возможностью осуществления вертикальных взлета и посадки летательного аппарата.

Известен «Аппарат для парашютирования с планированием», содержащий трос, один конец которого закреплен в центре аппарата, а другой - на пилоте, при этом он снабжен складным стержневым каркасом, выполненным в виде пирамиды с вершиной снизу и основанием вверху, состоящим из стойки с центральным отверстием и с фланцем в нижней части, равнорасположенных длинных и коротких радиальных стержней, причем длинные стержни шарнирно установлены во фланце стойки и их периферийные концы отогнуты на угол 30-40°, а длина отогнутой части составляет примерно одну десятую длины стержня.

Патент РФ на изобретение №2282567, B24D 17/34, д. публ. 2006.08.27.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому в качестве изобретения техническому объекту является «Параплан», содержащий купол аэродинамического профиля, нижняя поверхность которого выполнена из воздухопроницаемого материала, лонжерон, размещенный в передней кромке купола, элементы, образующие аэродинамический профиль купола, и установленные на нижней и верхней поверхностях купола стропы и закрепленную на них подвесную систему пилота, причем лонжерон выполнен жестким на всем размахе профиля крыла, образующие профиль элементы подвижно соединены с лонжероном с изменением возможности изменения угла атаки независимо друг от друга центральной и консольной частями купола.

Патент РФ на изобретение №2021166, B24D 17/34, д. публ. 1994.10.15.

Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности полета летательного аппарата за счет использования на всех этапах полета крыла-парашюта, приведенного во вращение, а также возможности планирования при отключенных двигателях и осуществлении аэродинамического или вертикального взлета и посадки летательного аппарата с крылом-парашютом.

Достижение указанного результата обеспечивается за счет того, что «Летательный аппарат с крылом-парашютом» содержит крыло-парашют с каркасом в виде усеченного конуса, элементы крепления, управления и источники, обеспечивающие подъемную силу и перемещение аппарата. При этом крыло-парашют расположен вокруг летательного аппарата, содержащего кабину пилота и пассажиров, шасси, киль, фюзеляж, рули поворота и высоты и стабилизатор. Кроме того, аппарат снабжен винтом, служащим для компенсации вращающего момента, создаваемого крылом-парашютом, а также двигателем для привода во вращение крыла-парашюта и винта для компенсации вращающего момента. При этом угол при вершине боковых образующих конуса крыла-парашюта равен 160°-165°, кроме того, каркас крыла-парашюта снабжен по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса равномерно расположенными воздухозаборниками в виде прорезей, прямоугольных в горизонтальном сечении, снабженными пластинами, повторяющими в закрытом виде форму поверхности конуса. При вращении крыла-парашюта пластины воздухозаборников открываются параллельно боковым образующим конуса вверх на угол 30°-40°, обеспечивая этим дополнительную вертикальную тягу, позволяющую планировать летательному аппарату и с отключенными двигателями горизонтальной тяги.

Причем сила сопротивления воздуха и параметры летательного аппарата, а именно его общий вес и радиус крыла-парашюта, влияющие на скорость планирования, находятся в следующих зависимостях:

Расчет силы сопротивления воздуха Q,

Q=CxSρV2/2,

где Cx - коэффициент лобового сопротивления, зависящий от формы тела;

S - площадь миделя тела, м2;

при этом S=πR2,

где R - радиус крыла-парашюта, м;

ρ - плотность воздуха, кг × с24;

V - скорость падения тела, м/с.

Из вышеприведенной зависимости можно вычислить конкретный размер радиуса крыла-парашюта по формуле: R=√2Q/(V2Cxπρ)

R=√2Q/(V2Cxπρ)

Летательный аппарат с крылом-парашютом поясняется чертежами на следующих фигурах:

Фиг.1 - летательный аппарат с крылом-парашютом (общий вид - сбоку).

Фиг.2 - летательный аппарат с крылом-парашютом (общий вид - сверху).

Фиг.3 - летательный аппарат с крылом-парашютом (крыло-парашют - вид сбоку).

Фиг.4 - летательный аппарат с крылом-парашютом (крыло-парашют - вид сверху).

Фиг. 5 - летательный аппарат с крылом-парашютом (воздухозаборник крыла-парашюта - вид сверху).

Летательный аппарат с крылом-парашютом согласно фиг.1, 2, 3, 4 и 5 содержит легкий летательный аппарат 1 и установленный вокруг него крыло-парашют 2. Летательный аппарат 1 содержит кабину 3 пилота и пассажиров, шасси 4, киль 5, фюзеляж 6, руль поворота 7 и руль высоты 8. Кроме того, он обеспечен стабилизатором 9. Летательный аппарат 1 снабжен винтом 10, служащим для компенсации вращающего момента, создаваемого крылом-парашютом, а также двигателями горизонтальной тяги 11 и двигателем 12 для привода во вращение крыла-парашюта 2 и винта 10. Каркас крыла-парашюта 2 по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса снабжен равномерно расположенными воздухозаборниками в виде прорезей 13, прямоугольных в горизонтальном сечении, с расположенными в прорезях пластинами 14, повторяющими в закрытом виде форму поверхности конуса. При вращении крыла-парашюта 2 пластины 14 воздухозаборников открываются параллельно боковым образующим конуса вверх на угол 30°-40°.

Устройство работает следующим образом: летательный аппарат с крылом-парашютом содержит летательный аппарат 1 и закрепленный вокруг него крыло-парашют 2, причем последний служит и как устройство, создающее дополнительную динамическую подъемную силу (работает как крыло летательного аппарата), и как устройство, создающее вертикальную тягу на манер несущего винта вертолета. Так же крыло-парашют 2 служит, как устройство для планирования, торможения и посадки летательного аппарата.

Угол при вершине боковых образующих конуса крыла-парашюта 2 равен 160°-165°. Каркас крыла-парашюта 2 по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса снабжен равномерно расположенными прорезями 13, прямоугольными в горизонтальном сечении. Пластины 14 воздухозаборников, закрывающие прорези 13, выполнены в форме поверхности конуса, при вращении крыла-парашюта 2 пластины воздухозаборников 14 открываются параллельно боковым образующим конуса вверх на угол 30°-40°, обеспечивая при этом дополнительную вертикальную тягу, позволяющую планировать летательному аппарату и с отключенными двигателями горизонтальной тяги. Количество пластин 14 воздухозаборников, их размеры и форма зависят от особенностей конструкции летательного аппарата. Воздухозаборник представляет собой прорезь в каркасе крыла-парашюта 2 с пластиной, которая при ее закрытом состоянии своей формой копирует общую поверхность конуса (если воздухозаборник закрыт, то конус становится единым целым. Положение пластин 14 воздухозаборника вертикальной тяги регулируется посредством привода (не показан) из кабины пилота летательного аппарата 1. Когда пластина 14 воздухозаборника становится под определенным углом С к поверхности конуса, то под ней открывается сквозное отверстие 13. Каркас крыла-парашюта 2 и пластины 14 воздухозаборников вертикальной тяги могут быть изготовлены из различных материалов, главное, чтобы в полете они сохраняли свою форму и были достаточно жесткими.

Режим вертикального взлета: пилот и пассажиры занимают свои места в кабине летательного аппарата 1. Пилот включает основной двигатель 12, который раскручивает крыло-парашют 2 и винт 10, предназначенные для компенсации вращающего момента, образующегося от вращения крыла-парашюта 2. При достижении крылом-парашютом 2 определенной угловой скорости вращения пилот открывает пластины 14 воздухозаборников на угол Cmax, равный 35-40°, соответствующий максимальной вертикальной тяги, при этом пластина 14 воздухозаборника открывается как бы «навстречу» набегающему потоку воздуха. Тогда воздушный поток, встречаясь с внутренней поверхностью пластины 14 воздухозаборника, отклоняется от своего первоначального направления и уходит под поверхность крыла-парашюта 2 (в открывшиеся прямоугольные прорези 13). В результате этого взаимодействия образуется подъемная сила F (фиг.5), направленная вертикально вверх. Достигнув заданной высоты, пилот аппарата 1 закрывает (полностью или частично) пластины 14 воздухозаборников вертикальной тяги и переходит в режим горизонтального полета.

Режим горизонтального полета: находясь на определенной высоте, пилот, в штатном режиме, переводит двигатели горизонтальной тяги 11 в рабочий режим и совершает полет в нужном направлении с помощью рулей высоты и поворота (так же возможно изменение курсового положения аппарата 1 за счет изменения тягового усилия винта 10). При наборе определенной горизонтальной скорости набегающий поток воздуха неравномерно обтекает верхнюю и нижнюю поверхности крыла-парашюта 2; сверху получается некоторое разрежение, снизу - повышенное давление. В результате крыло-парашют 2 создает динамическую подъемную силу, работая как крыло самолета. Диаметр крыла-парашюта 2 подбирается таким образом, чтобы в случае отказа двигателя обеспечить летательному аппарату 1 безопасную для пассажиров скорость спуска (примерно 4 м/с). При этом вращение крыла-парашюта 2 (необходимое для обеспечения нахождения его плоскости параллельно плоскости земли, то есть его стабилизации) обеспечивается открытыми пластинами 14 воздухозаборников. В этом нештатном случае крыло-парашют 2 работает как «жесткий, вращающийся парашют».

Необходимо сказать также, что при горизонтальном полете появляется планирующий эффект, который образуется за счет большой опорной площади крыла-парашюта 2.

Режим посадки.

Для того чтобы совершить вертикальную посадку, пилот переводит двигатели горизонтальной тяги 11 в реверсивный режим, тем самым изменяя направление тяги двигателей на противоположное. Летательный аппарат гасит горизонтальную составляющую скорости полета и совершает вертикальную посадку, изменяя вертикальную тягу с помощью пластин 14 воздухозаборников, меняя угол их открытия или совсем закрывая их.

Преимущества: по сравнению с обычным крылом самолета, которое создает подъемную силу только за счет набегающего потока воздуха (аэродинамическим способом), крыло-парашют создает подъемную силу и аэродинамическим способом, работая как несущий винт вертолета, причем, в зависимости от желания пилота, можно использовать сразу два этих способа создания подъемной силы летательного аппарата или по отдельности. Как следствие, из вышеописанного вытекает то, что летательный аппарат может совершать как вертикальные, так и аэродинамические взлет и посадку. Отличное планирование и повышение безопасности всех стадий полета за счет режима «жесткого, вращающегося парашюта».

Известно, что при падении тела на него снизу действует сила сопротивления воздуха:

Q=CxSρV2/2,

где Cx - коэффициент лобового сопротивления, зависящий от формы тела;

S - площадь миделя тела, м2 (в нашем случае S=πR2);

R - радиус крыла-парашюта;

ρ - плотность воздуха, кг·c24;

V - скорость падения тела, м/с.

Сила Q должна уравновешивать вес G летательного аппарата с пилотом и пассажирами. Предположим, «семейный» летательный аппарат с крылом-парашютом весит 900 кг (4 человека + багаж + вес аппарата). Экспериментально определена для модели аппарата с R=0.3 м и нагрузкой G=0,25 кг скорость спуска V=1 м/с. Принимая за безопасную скорость снижения V=4 м/с и учитывая, что G=900 кг, находим Rаппар - радиус наибольшего основания конуса крыла-парашюта, учитывая следующее:

а) из формулы для Q видно, что если R увеличится в 15 раз, то S, а следовательно, и Q увеличатся в 225 раз;

б) если V увеличится 4 раза, то Q увеличится в 16 раз;

в) общее увеличение Q получаем - 225·16=3600, следовательно, и G можно увеличить в 3600 раз;

г) G=0.25·3600=900 кг;

Д) Rаппар=0.3·15=4,5 м.

Таким образом получим аппарат со следующими параметрами:

Rаппар=4,5 м; Q=G=900 кг; и скорость спуска аппарата в режиме «жесткого, вращающегося парашюта» - V=4 м/с.

Подставляя нужный общий вес летательного аппарата с пилотами и пассажирами и необходимую при этом скорость планирования аппарата при выключенных двигателях, равную 4 м/с, можно всегда рассчитать радиус крыла-парашюта.

Предлагаемый в качестве изобретения летательный аппарат с крылом-парашютом обладает надежностью и может обеспечить безопасность полета за счет использования на всех этапах полета крыла-парашюта, приведенного во вращение, что позволяет добиться режима планирования при отключенных двигателях, а также осуществить вертикальный взлет и посадку летательного аппарата с крылом-парашютом.

Летательный аппарат с крылом-парашютом, содержащий крыло-парашют в виде конусного каркаса, элементы крепления, управления и источники, обеспечивающие подъемную силу и перемещение аппарата, отличающийся тем, что крыло-парашют с каркасом в виде усеченного конуса расположен вокруг летательного аппарата, содержащего кабину пилота и пассажиров, шасси, киль, фюзеляж, рули поворота и высоты и стабилизатор с двумя винтами, кроме того, летательный аппарат снабжен винтом, служащим для компенсации вращающего момента, создаваемого крылом-парашютом, а также двигателями горизонтальной тяги и двигателем для привода во вращение крыла-парашюта и винта для компенсации вращающего момента, при этом угол при вершине боковых образующих конуса крыла-парашюта равен 160-165°, а каркас крыла-парашюта по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса снабжен равномерно расположенными воздухозаборниками в виде прорезей, прямоугольных в горизонтальном сечении, с расположенными в прорезях пластинами, повторяющими в закрытом виде форму поверхности конуса, при вращении крыла-парашюта пластины воздухозаборников открываются параллельно боковым образующим конуса вверх на угол 30-40°, обеспечивая при этом дополнительную вертикальную тягу, позволяющую планировать летательному аппарату и с отключенными двигателями горизонтальной тяги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам формирования подъемной силы в воздушной среде. .

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к транспортной технике, в частности к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушному транспорту. .

Изобретение относится к инерционным движителям, предназначенным для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации и направлено на создание новой конструкции летательного аппарата, который может использоваться в авиации. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к военной технике. .

Винтокрыл // 2500578
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Винтокрыл содержит фюзеляж, комбинированный воздушный движитель, устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей. Комбинированный движитель включает в себя движитель самолетного типа с продольным вектором тяги и винтовой движитель вертолетного типа с поперечным вектором тяги. Вертолетный движитель выполнен в виде ротора с, по меньшей мере, одним несущим винтом с тремя крылообразующими лопастями, обеспечивающими получение аэродинамической подъемной силы как при вращении ротора от энергосиловой установки с управляемой муфтой сцепления в вертолетном режиме полета, так и при обдуве встречным продольным потоком воздуха от энергосиловой установки движителя самолетного типа в самолетном режиме полета. Устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей выполнено с возможностью торможения и фиксации несущего винта в неподвижном положении относительно фюзеляжа с расположением лопастей выборочно под любым углом по азимуту к продольной вертикальной плоскости фюзеляжа в диапазоне от 0 до 360°, с образованием крылообразующими лопастями симметричной или асимметричной Y-образной стреловидности, а в случае соосных винтов - с образованием Х-образной схемы сдвоенных винтов. Достигается повышение тактико-технических характеристик. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к конструкции самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (конвертопланам) и может быть использовано, в том числе, при производстве беспилотных летательных аппаратов. Самолет вертикального взлета и посадки содержит высокорасположенное крыло с установленными на торцах крыла мотогондолами с лопастными воздушными винтами. Конструкция самолета включает устройство, позволяющее поворачивать и фиксировать одну половину крыла с мотогондолой на торце по отношению к другой половине крыла с мотогондолой на торце в положении 180°, а также механизм, допускающий вращение с реверсом трансформированного крыла вокруг вертикальной оси самолета посредством лопастных воздушных винтов. Достигается возможность выполнения взлета и посадки аппарата по-самолетному, посадки в режиме аварийной авторотации, минимизирования эффекта «вихревого кольца».

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит обтекатель втулки несущего винта, выполненный в виде несущего корпуса либо крыла малого удлинения с профилем, часть контура верхней поверхности которого близка к дуге окружности, а распределение хорды крыла вдоль размаха выбрано таким образом, что указанная часть контура профиля образует сегмент сферы, причем этот сегмент выполнен вращающимся и лопасти несущего винта закреплены на нем, а остальная часть обтекателя втулки выполнена неподвижной. Для упрощения режимов перехода лопасти устанавливают с отрицательным углом конусности. Вращающаяся часть обтекателя втулки имеет радиус 0,25÷0,5 радиуса несущего винта, а неподвижная часть обтекателя снабжена средствами повышения подъемной силы, например механизацией в виде закрылков. Лопасти несущего винта имеют профиль с относительной толщиной 5…20% хорды, симметричный относительно передней и задней кромок. Упрощенный вариант обтекателя втулки может быть выполнен в виде тела вращения, образованного поворотом аналогичного профиля относительно оси его симметрии. Достигается увеличение коэффициента полезного действия несущей системы на режиме висения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Гибридный электросамолет двухбалочной схемы содержит несущий фюзеляж, низко- и высокорасположенные крылья прямой и обратной стреловидности, концы которых соединяются концевыми шайбами, переднее горизонтальное оперение, хвостовое оперение, включающее кили, цельноповоротный межкилевой стабилизатор, четыре электровентилятора в кольцевых каналах и расположенные тандемом мотогондолы больших винтов, переднего тянущего и заднего толкающего, выполненных с взаимно противоположным вращением и с возможностью работы при различных углах отклонения в вертикальной плоскости. Большее крыло прямой стреловидности смонтировано ниже заднего меньшего крыла обратной стреловидности. Изобретение направлено на уменьшение сваливания, аэродинамического и индуктивного сопротивления. 1 ил., 1 табл.

Изобретения относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Винтокрылый летательный аппарат содержит несущий винт, крыло, фюзеляж, хвостовое оперение самолетного типа, самолетно-вертолетную систему управления. Авторотирующий несущий винт с жестким креплением лопастей выполнен преобразуемым в крыло. Двигатели турбовентиляторного типа выполнены с реверсивно-девиаторными устройствами. Достигается улучшение взлетно-посадочных характеристик винтокрылого летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании аппаратов, способных летать как в вертолетном, так и в самолетном режимах. В комбинированном летательном аппарате, включающем самолетный фюзеляж, винт-крыло, снабженное средствами его фиксации в двух положениях относительно продольной оси фюзеляжа, по меньшей мере один турбореактивный двигатель, переднее оперение и хвостовое оперение, винт-крыло выполнено из по меньшей мере двух пар лопастей, симметричных относительно оси его вращения, лопасти одной пары имеют длину, превышающую длину лопастей других пар, при этом средства фиксации винт-крыла выполнены с возможностью его фиксации в положении, когда лопасти большей длины расположены под углом 90° к продольной оси фюзеляжа, и в другом положении, когда лопасти большей длины расположены вдоль продольной оси фюзеляжа. Предотвращается асимметрия лобового сопротивления винт-крыла при изменении его положения в самолетном режиме и устраняется тем самым возникновение паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию, исключается несимметричный срыв потока и вызываемые этим явлением возмущения. 6 ил.

Изобретение относится к авиации

Изобретение относится к машиностроению

Изобретение относится к области авиации
Наверх