Способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлёта и посадки и летательный аппарат для его осуществления



Способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлёта и посадки и летательный аппарат для его осуществления
Способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлёта и посадки и летательный аппарат для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2531432:

Грищенко Александр Владимирович (UA)
Сиденко Алексей Ильич (RU)
Амброжевич Александр Владимирович (UA)
Середа Владислав Александрович (UA)
Силевич Владимир Юрьевич (UA)
Мигалин Константин Валентинович (RU)

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 авиации, а именно к способам создания системы сил и летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и свободного полета.

Известен способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА (патент РФ 2015941 от 15.07.1994, В64С 21/08) путем отсоса воздуха из полостей вихревых ячеек, образованных в кормовой части поверхности, при этом в процессе отсоса скорость отбора воздуха постепенно увеличивают до момента образования присоединенных вихрей, при котором достигается полное присоединение пограничного слоя к поверхности ЛА, после чего уровень отсоса уменьшают до минимального, при котором имеет место безотрывное обтекание поверхности ЛА.

Недостатками способа управления пограничным слоем является развитая система вихревых ячеек, усложняющая конструкцию ЛА.

Известен летательный аппарат с системой управления отсосом пограничного слоя, системой управления вдувом в пограничный слой (патент РФ 2033945 от 30.04.95, В64С 39/10, В64С 29/00, В64С 21/00, B60V 1/00), содержащий фюзеляж в виде несущего крыла, силовую установку, размещенную внутри фюзеляжа, газодинамическую систему управления пограничным слоем, снабженную устройством оптимизации расхода рабочего тела в процессе воздействия на пристеночный участок, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки, взлетно-посадочное устройство в виде воздушной подушки, которое так же, как и система управления пограничным слоем функционально связано с системой управления движением и силовой установкой, системы управления движением и стабилизации в виде блоков сопел, установленных на боковых поверхностях ЛА.

Летательный аппарат с такой системой управления пограничным слоем не имеет возможности вертикального взлета и посадки.

Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки (патент РФ 1709690 от 10.04.1996, В64С 29/00), содержащий фюзеляж, круглое крыло с центральным радиально-щелевым соплом и механизацией, вертикальное оперение и воздушно-реактивный двигатель, установленный на вертикальном оперении над верхней поверхностью круглого крыла, выход газогенератора которого соединен трубопроводом с входом центрального радиально-щелевого сопла, из которого газовые струи истекают по касательной к верхней поверхности крыла.

Летательный аппарат такой схемы имеет высокое лобовое сопротивление и низкое аэродинамическое качество.

Наиболее близким к предлагаемой группе изобретений относится способ создания тяги и аппарат для передвижения в текучей среде (патент РФ 2374133 от 25.08.2008, В64С 21/04), выбранный в качестве ближайшего аналога (прототипа).

Используемый в данном изобретении способ создания тяги (эффект Коанда) характеризуется тем, что по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения направлены напорные струи текучей среды из сопел, перемещающихся под углом относительно направления струй. Это приводит к понижению давления в области движения струй, образующихся при движении источника струи под углом к ее направлению («развернутая струя») и, следовательно, к формированию за соплами закрученных в спираль струй с низким давлением внутри, которые при центробежном движении к периметру крыла вовлекают большой объем окружающей текучей среды в вихревое движение, значительно снижая давление над крылом.

Предложены различные варианты реализации способа создания тяги (истечение струй и одновременное вращение ротора с соплами, возвратно-поступательное или колебательное движение сопел), в которых происходит генерация системы бесконечных вихревых шнуров, двигающихся от сопел к периферической части крыла. Вихревые шнуры при движении захватывают и уносят большие массы окружающего воздуха, что приводит к снижению давления воздуха над крылом.

Реализация предложенного способа увеличивает КПД тяги, обеспечивая получение больших скоростей движения.

К недостаткам известного способа создания тяги относятся:

- сложности в генерации «развернутых струй» (вращение ротора с соплами, возвратно-поступательное или колебательное движение сопел);

- влияние на уровень давления воздуха лишь над крылом.

Известен летательный аппарат, реализующий предложенный способ создания тяги (патент РФ 2374133 от 25.08.2008, В64С 21/04), содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, источник высокого давления текучей среды, взаимосвязанный со средством для формирования напорных струй из сопел, направленных по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла, в котором согласно изобретению он снабжен приводом вращения сопел упомянутого средства, которое выполнено в виде установленного соосно продольной оси крыла ротора с полой осью с возможностью формирования напорных струй с вихрями. Предложены различные варианты выполнения летательного аппарата в зависимости от выбранного варианта способа создания тяги и варианта средства для формирования напорных струй. К ним относятся:

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде блока неподвижных сопел, соединенных с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем и имитирующих движение сопел по окружности с возможностью формирования напорных струй с вихрями;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленного в плоскости продольной оси крыла блока с полой осью и соплами, выполненными с возможностью формирования напорных струй с вихрями и соединенными с механизмом возвратно-поступательно перемещения;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде шарнирно закрепленных и соединенных с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем изогнутых сопел, выполненных с возможностью формирования напорных струй с вихрями и с возвратом в исходное положение посредством пружин;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленных в плоскости продольной оси крыла блока неподвижных сопел, соединенного с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем с возможностью возвратно-поступательно изменять место истечения из сопел напорных струй текучей среды, которые вихрями захватывают окружающую текучую среду;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленного перпендикулярно продольной оси крыла ротора с полой осью и соплами, установленными симметрично на торце под углом к торцу с возможностью захвата вихрями окружающей текучей среды напорными струями.

Источником высокого давления текучей среды, кроме пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, может служить центробежный или осевой компрессор.

К недостаткам таких летательных аппаратов можно отнести следующее:

- средство для формирования напорных струй представляют собой подвижные конструктивные элементы (ротор с полой осью, шарнирно закрепленные изогнутые сопла), требующие применения привода вращения или механизма возврата сопел в исходное положение;

- в случае применения блоков неподвижных сопел требуется применение механизмов возвратно-поступательных перемещений;

- источники высокого давления текучей среды не позволяют получить значение скорости течения выше 400 м/с.

Дополнительные механизмы усложняют конструкцию летательного аппарата, что может привести к снижению надежности его функционирования. Относительно низкая скорость напорной струи не позволит значительно повысить общий КПД транспортной системы, включающий в себя термический КПД двигателя, движителя, КПД генерации воздушной струи.

Известен физический эффект, позволяющий решить перечисленные проблемы - «Явление аномально высокого прироста тяги в газовом эжекционном процессе с пульсирующей активной струей» (открытие СССР №314 от 02.07.1951).

Задачей группы изобретений является устранение указанных недостатков и создание летательного аппарата вертикального взлета и посадки, более простого по конструкции, более экономичного, более управляемого и надежного в эксплуатации.

Поставленная задача реализуется способом создания системы сил летательного аппарата вертикального взлета и посадки и летательным аппаратом для его осуществления.

Для повышения общего КПД и аэродинамического качества летательного аппарата предлагается группа изобретений, объединенных единым изобретательским замыслом.

В группу изобретений входят:

- способ создания системы сил, заключающийся в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения, отличающийся тем, что 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, содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, отличающийся тем, что нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, 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.

Группа изобретений иллюстрируется чертежами: на фиг.1 изображена схема организации прилегающей струи и присоединения масс воздуха из окружающей среды, а на фиг.2 изображен продольный разрез летательного аппарата.

Предлагаемый способ создания тяги позволяет сформировать за плоским соплом плоскую прилипающую к верхней поверхности крыла пульсирующую струю с низким давлением внутри, которая при стекании с аэродинамического профиля повышает циркуляцию вокруг него и вовлекает значительные массы воздуха из окружающей среды, увеличивая давление под крылом.

Это позволяет повысить тяговый КПД и обеспечить значительные скорости подъема. Положительный эффект достигается созданием летательного аппарата более простого по конструкции, более управляемого и надежного в эксплуатации.

Способ создания системы сил по п.1 заключается в направлении из сопла плоской пульсирующей газовой струи 1 по касательной к верхней выпуклой поверхности 2 крыла аэродинамического сечения 4, при этом струя 1 образуется в нестационарном газовом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади 5 и 6, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения 8 и реактивным соплом в виде выходной щели 9 на верхней поверхности аэродинамического профиля.

Летательный аппарат по п.2 по предлагаемому выше способу содержит крыло аэродинамического сечения 4 с верхней выпуклой поверхностью 2, нестационарный сверхзвуковой эжектор, расположенный внутри крыла, образуемый системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством 5, воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством 6, коллектор горючего 7, камеру смешения 8, щелевое сопло 9, из которого истекает струя 1, прилипающая к поверхности 2.

Летательный аппарат работает следующим образом. Воздух из окружающей среды поступает через стартовое впускное устройство 5 и маршевое впускное устройство 6, поступая в камеру смешения 8, куда из коллектора 7 впрыскивается и где воспламеняется горючее. Сжатие рабочего тела осуществляется за счет располагаемой энергии массы горючего в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, что позволяет повысить термодинамическую эффективность тепловыделения при взаимодействии химически реагирующих струй. Истекающая через щелевое сопло 9 плоская пульсирующая струя 1 продуктов сгорания и догорающей смеси горючего и воздуха прилипает к верхней выпуклой поверхности 2 крыла под действием эффекта Коанда. Стекая затем с направляющей поверхности аэродинамического профиля, струя вовлекает низкоскоростные массы воздуха 3 и создает эффект повышения циркуляции вокруг профиля. При этом вертикальная составляющая силы тяги превалирует над горизонтальной составляющей.

Процесс истечения приобретает пульсационный характер, обусловленный сочетанием периодического запирания сопла 9 с мерцательным режимом горения в камере смешения 8 и внешней зоне реактивной струи 1.

По мере разгона аппарата за счет динамического напора усиливается напорность струи, втекающей через маршевое входное устройство 6, и снижается вклад пассивного потока через стартовое впускное устройство 5. Благодаря этому на высокоскоростных режимах на нижней стенке камеры смешения 8 и реактивного сопла 9 образуется воздушный зазор, достаточный для отрыва струи от наружной поверхности 2 аэродинамического профиля, что обеспечивает выгодные условия истечения в крейсерском горизонтальном режиме полета.

1. Способ создания тяги, заключающийся в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения, отличающийся тем, что 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.

2. Летательный аппарат, содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, отличающийся тем, что нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, 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.



 

Похожие патенты:

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.

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 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 летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Атмосферная летающая тарелка имеет корпус, реактивный двигатель, кабину пилота и пассажиров со штурвалом управления, приборной панелью, креслом пилота и креслом пассажира. Корпус состоит из радиально расположенных лонжеронов, нервюр наружных верхних, нервюр внутренних верхних, нервюр наружных нижних, лонжеронов кабины. Двигатель и топливный бак установлены над корпусом летающей тарелки в мотогондоле, нижняя часть которой имеет дюзу и закреплена на штоках гидроцилиндров, установленных на нервюрах наружных верхних. Профиль нервюр наружных верхних выполнен по форме верхней части крыла, причем передняя кромка наиболее удалена от вертикальной оси симметрии летающей тарелки, а задняя кромка переходит в коническую поверхность нервюр внутренних верхних. Профиль нервюр наружных верхних может быть выполнен по форме верхней задней части крыла, причем задняя точка профиля крыла наиболее удалена от оси симметрии летающей тарелки, а точка перегиба профиля крыла совмещается с крайней точкой нервюры внутренней верхней. Хорда профиля крыла может иметь угол наклона относительно горизонтальной линии α от 0° до 90°. Вертикальная составляющая Т-образного профиля балансиров реактивного крутящего момента может быть выполнена в виде профиля крыла или в виде дуги. Достигается снижение расхода топлива и увеличение подъемной силы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 28 ил.
Наверх