Самолет вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). СВВП состоит из фюзеляжа, крыла, стабилизатора, компрессора с воздухозаборником и двигателя. Соосно продольной оси самолета расположен вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора. Ресивер компрессора воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромкок крыла и передней кромки стабилизатора, которые оснащены соплами щелевого типа. Сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде. Дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора. Выходной конец вала компрессора может быть оснащен воздушным винтом. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, снижение шума. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Самолет вертикального взлета и посадки - СВВП относится к классу “Летательные аппараты” - B64C 1/00, которые находят применение в палубной, санитарной авиации и там, где нет стационарных аэродромов.

Из патентной информации известны аналогичные примеры решения подобной задачи: “Летательный аппарат вертикального взлета и посадки и центробежный воздушный двигатель вертикального взлета и посадки” - RU (21) 2010119125/11; “Самолет с рулевым двигателем” - RU (21) 2009123483/11 (13) А; “Крыло летательного аппарата” - RU (11) 2436709 (13) C2; “Способ управления пограничным слоем на передней поверхности летательного аппарата и устройство для его осуществления” - RU (11) 2384465 (13) C1; “Самолет с крылом повыщенной подъемной силы”, оснащенный эжектором; “Крыло самолета короткого взлета и посадки” - RU (11) 2385261 (13) C1; “КРЫЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА” - RU (11) 2436709 (13) C2, которое принято в качестве прототипа.

Каждый из упомянутых аналогов содержит какой-то подобный признак, как в предлагаемом решении задачи. Например: “вдоль передней кромки крыла выполнена сквозная щель”; “на задней кромке имеется выходная щель” с закрылками с возможностью перекрытия ее подвижной заслонкой”.Однако при помощи упомянутых признаков решаются только частные задачи. В предлагаемом решении задача решается полностью.

Цель достигается за счет того, что соосно продольной оси самолета расположены: вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера через дроссельные заслонки соединена через воздухопроводы, проходящие вдоль фюзеляжа, с воздухопроводами, проходящими вдоль передних кромок стреловидного крыла и стабилизатора и задней кромки крыла, оснащенных соплами щелевого типа, при этом сопла передних кромок стреловидного крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, а сопло воздухопровода задней кромки стреловидного крыла направлено вдоль хорды крыла, а дросельные заслонки, оснащенные электроприводами, увязаны в общую систему стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора, а выходная часть вала компрессора может быть использована для насадки воздушного винта.

Совокупность упомянутых признаков решает задачу вертикального взлета и посадки, и дает возможность использования воздушною винта для реактивно-винтовой тяги самолета; уменьшить массу самолета за счет замены шасси на более простое и безотказное устройство; существенно уменьшить расход топлива; снизить экологическую нагрузку; уменьшить шум самолета.

Работа мезанизмов.

Режим холостого хода.

Дизельный двигатель - 4 запускается от аккумулятора, воздух из воздухозаборника - 7 поступает в компрессор - 6, а из него в ресивер - 8, который сообщается с воздухопроводом - 11-12 крыла - 2 и воздухопроводом - 13 стабилизатора - 3, при этом дроссельные заслонки - 9-10 установлены электроприводом - 18 в нейтральное положение. Истечение воздуха происходит через сопла - 14 - 15 - 16 и противопомпажное устройство - 17.

Режим подъема.

Дроссельные заслонки запирают поступление воздушного потока к воздухопроводу - 12, запирается противопомпажное устройство - 17, двигатель - 4 выводится на форсированный режим работы и максимальную производительность компрессора - 6, воздушный поток направляется к дроссельным заслонками - 9-10, направляется к воздухопроводам - 11-13 и выходит из сопел - 14-15 по касательной к верхней обшивке крыла - 2 и стабилизатора - 3 - создается подъемная сила на стреловидном крыле - 2 и стабилизаторе - 3 - происходит отрыв самолета от опорной поверхности, при этом стабилизацию самолета в вертикальной плоскости осуществляет механизм стабилизации, состоящий из дроссельных заслонок - 9-10, оснащенных электромеханическим приводом - 18, работающих по программе на основе цифрового процессора.

Режим разгона.

Дроссельная заслонка - 9 постепенно переключает воздушный поток на воздухопровод - 12 крыла - 2, а дроссельная заслонка - 10 переключает воздушный поток с воздухопровода - 13 на воздухопровод - 12, воздушный поток, выходя из сопла - 16 воздухопровода - 12, создает реактивную силу тяги - начинается постепенный разгон самолета. После достижения скорости “взлета-посадки” дроссельные заслонки - 9-10 перекрывают полностью воздушный поток на воздухопровод - 11 и 13, и вся производительность компрессора - 6 направлена на создание реактивной тяги.

Версия самолета.

При оснащении выходного вала компрессора - 6 воздушным винтом - 19, самолет обретает тягу при помощи реактивной струи из сопла - 16 и винта - 19.

Режим посадки.

Посадка самолета осуществляется в обратной последовательности взлету. Торможение осуществляется при помощи тормозных парашютов и реверсом винта - 19.

При этом должно быть соблюдено условие: расход воздуха, входящего в компрессор, должен соответствовать расходу воздуха, выходящего из сопел

Gвх=Gвых, где ρ - плотность воздуха,

F - площадь сечения.

С - скорость,

Sin α - угол наклона лопаток входного направляющего аппарата,

Sin β - угол наклона лопаток выходного направляющего аппарата,

Gвхвх·Fвх·Cвх·Sin α - расход воздуха, прошедшего через входное устройство,

Gвыхвых·Cвых·Sin β - расход воздуха, прошедшего через выходное устройство.

Примечание: наддув двигателя осуществляется от своего воздухозаборника. При скорости до 600 км/час, что соответствует числу Маха М=0.5, степень повышения составит λ=1,2: при М=1, λ=1,9 давления.

Краткое описание чертежей

На прилагаемом чертеже изображено:

на фиг.1 - самолет вертикального взлета и посадки в плане, пунктирной линией изображен воздушный винт как версия самолета.

на фиг.2 - сечение А-А крыла;

на фиг.3 - сечение В-В стабилизатора;

на фиг.4 - узел 1, пунктирной линией изображен электромеханический привод дроссельной заслонки - 9;

на фиг.5 - узел 11, пунктирной линией изображен электромеханический привод дроссельной заслоки - 10.

УСТРОЙСТВО.

Самолет вертикального взлета и посадки состоит из: фюзеляжа - 1, крыла - 2, стабилизатора - 3, дизельного двигателя - 4, многоступенчатого компрессора - 6, мультипликатора - 5, воздухозаборника - 7, (с направляющим аппаратом), ресивера - 8, дроссельных заслонок - 9-10, воздухопроводов - 11-12-13, из них воздухопроводы - 11-13 оснащены сопловым аппаратом щелевого типа, направленным по касательной к верхней обшивке крыла - 2 и стабилизатора - 3, а воздухопровод - 12 оснащен сопловым аппаратом щелевого типа, направленным вдоль хорды крыла - 2 Ресивер - 8 оснащен противопомпажным устройством - 17, а дроссельные заслонки - 9-10 снабжены электромеханическим приводом - 18, совмещенным с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора.

По версии компрессор - 6 может быть оснащен воздушным винтом - 19.

1. Самолет вертикального взлета и посадки - СВВП, состоящий из фюзеляжа, крыла, стабилизатора, компрессора с воздухозаборником и двигателя, отличающийся тем, что соосно продольной оси самолета расположен вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромок крыла и передней кромки стабилизатора, которые оснащены соплами щелевого типа, при этом сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде, а дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора.

2. Самолет - СВВП по п.1, отличающийся тем, что выходной конец вала компрессора оснащен воздушным винтом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции топливных систем беспилотных летательных аппаратов. Система содержит N топливных баков, встроенных в кольцевой обтекатель.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки состоит из устройства для движения крыльев, кабины, двигателей, вентилятора.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с управлением высотой и направлением полета с помощью реактивной силы содержит корпус, двигатели, сопла, газовод, выполненный с возможностью разделения газового потока из сопла реактивного двигателя перегородкой на два тракта: тракт вертикальной и тракт горизонтальной тяги.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус круглой формы или в форме эллипса с выпуклой верхней поверхностью и плоской нижней поверхностью, с выступающей вниз его центральной частью.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям индивидуальных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит раму (3), снизу которой установлены два воздушных винта (5), (7) противоположного вращения на вертикальной оси, использующих общую ось (8) вращения.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, дисковидной компоновки содержит два привода и вентиляторы противоположного вращения, один из которых, центробежный, обеспечивает движение потока из внутреннего пространства дисковидного корпуса, а другой, осевой в кольце, нагнетает поток вдоль наружной поверхности «Коанда».

Изобретение относится к устройствам для создания аэродинамической подъемной силы. Аэродинамический движитель содержит корпус в виде цилиндрической камеры с плоской верхней крышкой, под корпусом закреплена нижняя крышка в виде конической поверхности вращения с установленным осевым воздухозаборником.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус выпуклой формы, выполненный в виде сжатого десятиугольника в плане, силовой элемент, размещенный в центре корпуса, на верхней части которого расположены два вентилятора, интегрированный обтекатель с кольцевыми каналами, элементы управления.

Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4).

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям легких вертолетов. Одноместный вертолет содержит трубчатый каркас, в нижней части которого располагается силовая установка с узлами и механизмами, необходимыми для передачи и распределения крутящего момента через валы на пару соосных воздушных несущих винтов противоположного направления вращения, расположенных в верхней части вертолета.

Изобретение относится к области авиации, а именно к способам создания системы сил и летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Способ создания тяги заключается в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения. Истекающая плоская пульсирующая газовая струя образуется в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения и реактивным соплом в виде выходной щели на верхней поверхности аэродинамического профиля. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля. Воздушные потоки соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой профиля. Достигается повышение КПД и аэродинамического качества летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам создания подъемной силы и к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Способ создания подъемной силы летательного аппарата заключается в использовании газовой струи, выходящей из сопла реактивного двигателя летательного аппарата, направляемой в несущее устройство, снабженное газоводом, в котором установлены разъединитель и подъемные элементы. При прохождении струи газов от двигателя создается подъемная сила за счет изменения направления движения газов в подъемных элементах. Устройство для реализации указанного способа создания подъемной силы содержит летательный аппарат с реактивным двигателем и несущим устройством с газоводом. В газоводе установлены один или несколько подъемных элементов, выполненных в виде протяженных сот, прямых или изогнутых по ходу движения газовой струи, причем изгиб подъемных элементов выполнен таким образом, чтобы создать подъемную силу, действующую на несущее устройство через подъемные элементы. Несущий элемент снабжен разъединителем газового потока, установленным в газоходе. Достигается увеличение подъемной силы, снижение расхода горючего и увеличение дальности и скорости полета. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертолетного типа. Летательный аппарат содержит ротор с закрепленными на его валу полусферами, приемник рабочего тела, выполненный в центральной части ротора, примыкающий к внешней окружности ротора направляющий аппарат. Ротор выполнен из неподвижных относительно друг друга мембран, с верхними и нижними сферическими поверхностями, разделенными бандажами и воздушными слоями. Указанные мембраны расположены между приемником рабочего тела и направляющим аппаратом. Направляющий аппарат содержит закрепленный на его внешней окружности пневматический кольцевой бандаж. Ротор выполнен с возможностью ускорения воздушных потоков пограничными слоями и центробежной силой. Поддержка геометрической формы выполненных в виде сфер пленочных поверхностей мембран выполнена за счет центробежной силы воздушных потоков, строп и бандажей. Лопатки направляющего аппарата выполнены из гибкой прочной пленки с опорной армирующей нитью в их передней кромке. Достигается увеличение времени полета и снижение заметности летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для создания безаэродромных вертикально взлетающих ЛА. Способ создания подъемной силы для ЛА заключается в том, что подъемную силу создают вращением диска, при этом одну из поверхностей вращающегося диска изолируют от невозмущенного потока воздуха неподвижным изолятором в виде соосного с диском стакана, куда помещают диск, чем обеспечивают разность между атмосферным давлением невозмущенного воздуха, действующим на изолятор, и статическим давлением потока, омывающего незакрытую изолятором поверхность вращающегося диска. Вращение диска внутри изолятора осуществляют исключая их взаимное осевое перемещение на опорах. Вышеуказанные среды разделяют уплотнениями. Реактивный и гироскопический моменты уравновешивают за счет использования второй пары «диск-изолятор», которую устанавливают на одной оси с первой. Достигается возможность получения подъемной силы летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Аппарат вертикального взлета и посадки содержит подъемное устройство (ПУ), фюзеляж, парашютно-спасательную систему, выносные консоли, выносные балки с расположенными на них рулем высоты и рулями направления и задними опорами шасси, соединяющие фюзеляж с подъемным устройством. Подъемное устройство состоит из гондолы, находящейся сверху фюзеляжа, с установленным в ней винтом, расположенным до или после решетчатого крыла (полиплана). Решетчатое крыло выполнено с отрицательным выносом профильных элементов, изменяющим угол атаки вокруг поперечной оси и поворачивающимся вокруг продольной оси, создающим подъемную силу, по величине большую или соизмеримую с силой тяги винта. Силовая установка кинематически связана с винтом и дополнительным генератором. Гондола изменяет свое положение путем вращения вокруг поперечной оси. Фюзеляж представляет собой обтекаемое тело, где размещаются полезная нагрузка и системы аппарата. Выносные консоли, расположенные в передней части фюзеляжа, имеют на концах передние опоры шасси. Достигается повышение надежности и маневренности транспортного средства. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления ЛА вертолетного типа. Способ управления ЛА включает смещение центра тяжести ЛА относительно тяги движителя, при этом смещение осуществляют по сферической поверхности с центром, лежащим вне ЛА, или цилиндрической поверхности с осевой линией, лежащей вне ЛА. Радиус сферической или цилиндрической поверхности может быть бесконечно большой. При этом смещение движителя может быть поступательным. Достигается уменьшение габаритов системы управления летательным аппаратом вертолетного типа. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиа- и судостроения, в частности к созданию движителей судов и летательных аппаратов. Способ создания подъемной силы заключается в том, что в рабочей аэродинамической или гидродинамической среде подъемную силу создают вращением поверхностей второго порядка, например вращают прямой, круглый, полый конус относительно оси, проходящей через центр окружности основания и вершину. При этом получаемая подъемная сила будет направлена вдоль этой оси от вершины к основанию. Обеспечивается снижение уровня шума при работе движителя. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам создания подъемной силы летательных аппаратов. Летательный аппарат выполнен в виде двух дискообразных поверхностей, размещенных одна над другой с зазором между ними. В центре верхнего диска встроен генератор газового потока, поступающего в тоннели, образованные между верхней и нижней поверхностями и отделенные между собой ребрами, размещенными по радиусам от центральной части дисков до периферии. Верхние поверхности тоннелей снабжены нитями, образующими щеткообразную поверхность, обращенную вниз. Достигается расширение диапазона применения летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Транспортное средство содержит герметичный корпус (1) основного модуля, силовую раму (3), закрепленную по периметру герметичного корпуса с встроенными в нее движителями (4) с вертикальным расположением осей тяги и системой отклонения вектора тяги, крыло (5), расположенное с внешней стороны движителей (4). Герметичный корпус (1) имеет нижнюю и верхнюю горизонтальные поверхности. На верхней поверхности (8) установлено оборудование для крепления груза, в задней части симметрично относительно горизонтальной оси (7) установлены движители (9) с горизонтальной осью тяги. Герметичный корпус (1) в центральной части имеет сквозные вертикальные каналы (11), в которых установлены движители с вертикальным вектором тяги, закрытые решетками. На нижней поверхности крыла (5) с обеих сторон от горизонтальной оси (7) корпуса (1) установлены движители (6) с горизонтальным расположением осей тяги и системой отклонения вектора тяги. Транспортное средство может состоять из двух летательных аппаратов, объединенных общей платформой (25) и силовыми элементами (26). Достигается увеличение длительности полета и повышение безопасности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета. Летательный аппарат состоит из фюзеляжа (2), силовой установки, подъемного механизма, двух турбовинтовых двигателей (8), хвостового вентилятора (12) с изменяющимся положением лопаток, шасси, подвески для транспортировки груза. Подъемный механизм содержит конструкцию, изготовленную из ферм (1), к которой крепятся четыре двутавровых кольца различных диаметров (38, 39, 40, 41), служащие опорой колес (47) кареток (43, 44). Каретки поддерживают внешние лопатки (25) и внутренние лопатки (24). Внешние лопатки (25) с помощью металлических полос (23) соединяются с барабаном (17) большего диаметра, внутренние лопатки (24) с помощью металлических полос (22) соединяются с барабаном (16) меньшего диаметра. Барабаны (16, 17) имеют общий центр вращения, при этом на барабаны (16,17) через редуктор (11) от двигателей (3) передается момент вращения. Внешние лопатки (25) имеют возможность вращаться навстречу внутренним лопаткам (24). Достигается снижение вибрации и повышение надежности летательного аппарата. 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета и посадки. СВВП состоит из фюзеляжа, крыла, стабилизатора, компрессора с воздухозаборником и двигателя. Соосно продольной оси самолета расположен вал дизельного двигателя, связанный через вал мультипликатора с валом компрессора. Ресивер компрессора воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромкок крыла и передней кромки стабилизатора, которые оснащены соплами щелевого типа. Сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде. Дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора. Выходной конец вала компрессора может быть оснащен воздушным винтом. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, снижение шума. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх