Маневренный самолет с газодинамической системой управления
Изобретение относится к области авиации. Маневренный самолет содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения. Каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом. Газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления. Изобретение направлено на решение задачи снижения веса и увеличения дальности полета при сохранении маневренности. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к области авиации.
Известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, содержащий фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа /РФ 2371352, 27.10.2009/.
Самолет включает кроме двух турбореактивных двигателей, которые предназначены для создания горизонтальной тяги, третий турбореактивный двигатель газодинамической системы управления.
Использование трех турбореактивных двигателей приводит к увеличению веса самолета и снижению дальности полета из-за уменьшения запаса топлива.
Изобретение направлено на решение задачи снижения веса и увеличения дальности полета при сохранении маневренности.
Для решения задачи предложен маневренный самолет, содержащий фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа.
Хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения, каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом, газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления.
Каждое сопло газодинамической системы управления снабжено направляющими лопатками и зубчатой передачей, которая установлена на центральном газоводе с возможностью поворота соответствующих направляющих лопаток.
На промежуточном газоводе установлен привод вращения центрального газовода, который включает электрические двигатели с редукторами, катушки электромагнитных тормозов с пружинами и роликовые подшипники, на которых установлен центральный газовод.
Самолет имеет треугольное крыло с элеронами и закрылками.
Самолет может быть снабжен дополнительным крылом обратной стреловидности с изменяемым размахом, которое расположено перед треугольным крылом.
Самолет может быть снабжен передним горизонтальным оперением, которое выполнено с возможностью размещения внутри фюзеляжа.
Изобретение поясняется чертежами.
Фиг.1. Маневренный самолет. Общий вид.
Фиг.2. Вид сверху на фиг.1.
Фиг.3. Хвостовая часть маневренного самолета при отводе газа от двигателей для газодинамической системы управления.
Фиг.4. Хвостовая часть маневренного самолета без отвода газа от двигателей.
Фиг.5. Управление маневренным самолетом в горизонтальной плоскости.
Фиг.6. Конструктивная схема привода направляющих лопаток сопла газодинамической системы управления. Сечение Б-Б на фиг.8.
Фиг.7. Конструктивная схема привода вращения центрального газовода.
Фиг.8. Сечение В-В на фиг.7.
Фиг.9. Сечение А-А на фиг.8.
Маневренный самолет с газодинамической системой управления содержит фюзеляж 1, треугольное крыло 2, дополнительное крыло 3 обратной стреловидности с изменяемым размахом, трех опорное шасси 4 и два турбореактивных подъемно-маршевых двигателя 5.
Треугольное крыло 2 имеет на задней кромке аэродинамические элементы управления - элероны и закрылки.
Каждая консоль дополнительного крыла 3 состоит из телескопически соединенных секций с приводом перемещения в рабочее положение.
Дополнительное крыло 3 обратной стреловидности с изменяемым размахом расположено перед треугольным крылом 2.
Самолет снабжен передним горизонтальным оперением, которое размещено в носовой части внутри фюзеляжа 1 между дополнительным крылом 3 и кабиной 6 пилота.
Фюзеляж 1 имеет носовую часть, в которой расположена кабина 6 пилота, и хвостовую часть, в которой расположены два турбореактивных подъемно-маршевых двигателя 5 симметрично относительно продольной плоскости.
Каждый двигатель 5 выполнен с газоводом 7, который расположен за турбиной перед поворотным соплом 8.
На стенке газовода 7 расположена створка 9 с возможностью поворота внутрь для отвода части потока газа в центральный газовод 10 на хвостовой части фюзеляжа 1.
Створка 9 может быть зафиксирована в любом угловом положении.
На газоводе 10 установлены направленные в противоположные стороны два сопла, выполненные с поворотными направляющими лопатками 11а для создания реактивной силы потоком газа в одной плоскости и направленные в противоположные стороны два сопла с поворотными направляющими лопатками 11б для создания реактивной силы потоком газа в другой поперечной плоскости.
Сопла с поворотными направляющими лопатками 11а, 11б являются элементами газодинамической системы управления высотой и направлением полета самолета.
Поворотные направляющие лопатки 11а, 11б соединены с механизмом поворота, который включает корпус 12, электродвигатели 13 с редукторами и шестерни 14.
Центральный газовод 10 с механизмом поворота лопаток 11а, 11б установлен на кольцевом основании 15, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа 1 и связано с механизмом вращения, который включает электродвигатели 17 с редукторами, внутренние шестерни 18, катушки 19 электромагнитного тормоза с пружинами 20 и роликовый подшипник 21, на котором установлено кольцевое основание 15.
Взлет и прямолинейный горизонтальный полет самолет выполняет под воздействием подъемной силы треугольного крыла 2 и дополнительного крыла 3 в выдвинутом положении полного размаха под действием силы тяги двух турбореактивных подъемно-маршевых двигателей 5.
Створки 9 расположены вдоль стенок газоводов 9 и ограничивают поступление газа в центральный газовод 10 на хвостовой части фюзеляжа 1.
Управление высотой полета самолета может выполняться за счет аэродинамических элементов на задней кромке треугольного крыла 2.
Для управления направлением полета по курсу створки 9 поворачивают внутрь газовода 7 для отвода части потока газа в центральный газовод 10 на хвостовой части фюзеляжа 1.
Одновременно включают электродвигатели 17 с редукторами механизма вращения основания 15 в роликовом подшипнике 21 совместно с центральным газоводом 10, который устанавливают так, что потоки газа могут быть направлены лопатками 11а под действием механизма поворота в противоположные стороны от диаметральной плоскости симметрии для создания силы тяги в соответствующем направлении.
Катушки 19 электромагнитного тормоза с пружинами 20 обеспечивают фиксацию положения кольцевого основания 15 в необходимом положении.
Дополнительно потоки газа из центрального газовода 10 могут быть направлены лопатками 11б под действием механизма поворота в противоположные стороны в диаметральной плоскости симметрии для создания силы тяги для изменения угла атаки.
Газодинамическая система управления за счет соответствующего положения лопаток 11а лопаток 11б позволяет выполнить крутой поворот в воздухе на малых углах атаки как в горизонтальном положении влево и вправо, так и в вертикальном положении вверх и вниз.
1. Маневренный самолет, содержащий фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа, отличающийся тем, что хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения, каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом, газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления.
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что каждое сопло газодинамической системы управления снабжено направляющими лопатками и зубчатой передачей, которая установлена на центральном газоводе с возможностью поворота соответствующих направляющих лопаток.
3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на промежуточном газоводе установлен привод вращения центрального газовода, который включает электрические двигатели с редукторами, катушки электромагнитных тормозов с пружинами и роликовые подшипники, на которых установлен центральный газовод.
4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что он имеет треугольное крыло с элеронами и закрылками.
5. Самолет по п.4, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным крылом обратной стреловидности с изменяемым размахом, которое расположено перед треугольным крылом.
6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что он снабжен передним горизонтальным оперением, которое выполнено с возможностью размещения внутри фюзеляжа.
