Гибридный электросамолет короткого взлета и посадки



Гибридный электросамолет короткого взлета и посадки
Гибридный электросамолет короткого взлета и посадки
Гибридный электросамолет короткого взлета и посадки

 


Владельцы патента RU 2558168:

Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

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.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции гибридных электросамолетов двухбалочной схемы с низко- и высокорасположенным крыльями соответственно прямой и обратной стреловидности, концы которых соединяются концевыми шайбами, образуя замкнутую несущую систему в продольном триплане с передним горизонтальным и Н-образным хвостовым оперениями и имеющих в распределенной тяге разновеликих винтов с внешних сторон килей по два винтовентилятора в кольцевых каналах и гибридные мотогондолы с большими винтами соответственно на консолях заднего крыла и цельноповоротном межкилевом стабилизаторе, позволяющими выполнить короткий взлет и посадку.

Известен гибридный электросамолет фирмы "Volva Volare" (США) мод. GT4, выполненный из углепластика по аэродинамической схеме "утка" с задним расположением силовой установки, имеющей электромотор с толкающим винтом и генераторным турбодизельным двигателем, представляет собой моноплан со среднерасположенным крылом, имеющим двухкилевое оперение и на его концах концевые крылышки, систему управления и перезаряжаемые аккумуляторные батареи, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.

Признаки, совпадающие - наличие моноплана со среднерасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Фюзеляж четырехместного самолета с взлетным весом 1717 кг изготовлен из углепластика, что обеспечивает ему несколько избыточную прочность. Аэродинамическая схема "утка" гибридного электросамолета обеспечивает устойчивость при задней центровке - аккумулятор и двигатели силовой установки (СУ) находятся в кормовой части фюзеляжа. Перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторы электросамолета имеют вес 407 кг и время, необходимое для их быстрой зарядки во время крейсерского полета. На консолях крыла смонтировано разнесенное двухкилевое оперение. Крейсерский полет обеспечивает двухдвигательная СУ: электромотор пиковой/номинальной мощности 400/220 кВт, питаемый от аккумуляторов, вращает толкающий винт, а турбодизельный двигатель (ТДД) мощностью 150 л.с. используется как внутренний источник генерирующей мощности - подпитывает в крейсерском полете аккумуляторные батареи.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет мод. GT4 с толкающим винтом на конце фюзеляжа, создающим только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему редуцирования и управления электромотором и ТДД при вращении одного толкающего винта от элетромотора, но и снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одного из двух двигателей. Вторая - это то, что перезаряжаемые литиево-ионные аккумуляторные батареи электросамолета, имеющие вес (порядка 35%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что литиево-ионная батарея позволит электросамолету улететь на расстояние в 540 км при крейсерской скорости 296 км/ч, а при падении ее зарядки до 25% от максимального значения включится внутренний источник генерирующей мощности - ТДД и будет в полете подпитывать аккумулятор. Топливный бак самолета может вместить 86,2 литра топлива, что эквивалентно дополнительным 1310 км при общей дальности полета до 1850 км. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и веса перезаряжаемых аккумуляторов, но и повышения горизонтальной тяговооруженности и обеспечения возможности выполнения технологии короткого взлета и посадки (КВП).

Известен многодвигательный гибридный электросамолет проекта "E-Thrust" компании "EADS", содержащий планер из композитных материалов, низкорасположенное крыло с концевыми крылышками, последовательную гибридную силовую установку, включающую систему энергонакопления и электротурбину, размещенную на конце фюзеляжа между килей U-образного оперения, вырабатывающую электричество для шести электромоторов, приводящих вентиляторы, смонтированные по три на внутренних верхних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах, трехстоечное убирающееся колесное шасси со вспомогательной передней опорой.

Признаки, совпадающие - наличие моноплана с низкорасположенным крылом и трехколесным шасси со вспомогательной передней опорой. Материалом для корпуса электросамолета проекта "E-Thrust" служит углеродное волокно, благодаря чему он будет достаточно легким. Основными его преимуществами, которые будут выгодно отличать его от обычных самолетов, являются мощная аэродинамика, композитный дизайн и, конечно же, последовательная гибридная схема, при которой отдельно размещенная турбина только вырабатывает электричество для шести электромоторов (по три на внутренних секциях крыла). В системе почти нет накопителей электроэнергии. Они сведены до относительно небольших емкостей, подающих энергию для взлетного режима, когда потребление взлетной энергии максимально. Это резко уменьшает вес и стоимость гибридной схемы (мало накопителей) и одновременно позволяет ограничить мощность основной электротурбины (той, что необходима для взлетного и крейсерского режимов полета), то есть сделать ее легче, дешевле, экономичнее. Модифицированная система энергонакопления электросамолета будет нового поколения и выполнена в виде суперконденсаторов. На конце фюзеляжа совместно с электротурбинной смонтировано разнесенное U-образное хвостовое оперение. Крейсерский полет могут обеспечивать шесть электромоторов с вентиляторами, смонтированными по три на внутренних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что электросамолет проекта "E-Thrust" с электровентиляторами, смонтированными по три на внутренних частях крыла в сгруппированных кольцевых каналах, создающими только горизонтальную тягу как при взлетно-посадочных, так и крейсерских режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении всех тянущих вентиляторов, что предопределяет возможность эксплуатации с бетонных взлетно-посадочных площадок длиной 1850 м, а также снижает стабильность управления и безопасность в случае отказа одной электротурбины. Вторая - это то, что перезаряжаемая система энергонакопления электросамолета будет нового поколения и выполнена в виде суперконденсаторов, имеющих вес (порядка 25…30%) от пустого его веса, что весьма снижает полезную нагрузку и, как следствие, уменьшает весовую отдачу. Третья - это то, что при отказе одной электротурбины на взлетно-посадочных режимах и при недостатке горизонтальной тяговооруженности, обеспечиваемой сгруппированными электровентияторами, имеющими диаметры в равновеликих кольцевых каналах, ограниченных верхней поверхностью крыла и фюзеляжа. Кроме того, тянущие электровентиляторы, смонтированные по три на внутренних секциях крыла в кольцевых каналах, а те, будучи расположенными по бокам фюзеляжа и в системе распределенной тяги не в самых оптимальных точках самолета, исключая за счет сгруппированных их габаритов аэродинамическое чистое крыло, что весьма ухудшает его аэродинамику. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи и, как следствие, веса перезаряжаемой системы энергонакопления, а также ограничения как повышения горизонтальной тяговооруженности сгруппированных электровентиляторов и, особенно, при отказе одной его электротурбины, но и обеспечения возможности выполнения технологии КВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является электросамолет проекта "Ce-Liner" компании "Bauhaus Luftfahrt" (Германия), представляющий собой моноплан с крылом необычной формы, имеющим внешние части крыла C-образной формы, концы последних отклонены к двум мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа и имеющим электромоторы с закрытыми соосными винтовентиляторами, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и заменяемые аккумуляторные батареи, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие задних мотогондол с тянущими электровентиляторами, создающими только горизонтальную тягу, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов электросамолета "Ce-Liner" между двумя электромоторами с вентиляторами, обеспечивающими скорость до 750 км/ч на высоте полета более 8500 м и при дальности полета до 1700 км, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой. Минимальное время подзарядки батарей будет два часа, поэтому для быстрого оборота операций батарей будет осуществляться их обмен. В этом случае 16 стандартных контейнеров LD3 с литиево-ионными аккумуляторными батареями могут быть заменены в течение 30-минутного время обработки данных.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее размещение на конце и по бокам фюзеляжа с однокилевым хвостовым оперением двух мотогондол с электромоторами и закрытыми тянущими электровентиляторами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, выполненное в поперечной плоскости С-образной конфигурации со сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию и продольную управляемость. Вторая - это то, что диаметры тянущих электровентиляторов ограничены размером закапотированных кольцевых обтекателей и, как следствие, ограничивает горизонтальную тяговооруженность. Третья - это то, что заменяемые литиево-ионные аккумуляторы электросамолета Ce-Liner с пассажировместимостью 190 человек, который будет на 30 тонн тяжелее Airbus A320, это значительно снижает полезную нагрузку и, следовательно, уменьшает весовую отдачу. Четвертая - это то, что взлетная тяга тянущих электровентиляторов обеспечивается только в горизонтальном направлении, а отсутствие возможности изменения в вертикальной плоскости направления вектора тяги этих электровентиляторов и, как следствие, возможного уменьшения посадочной скорости, обеспечиваемой при выполнении технологии КВП, этот электросамолет Ce-Liner не может, что значительно уменьшает безопасность и, в частности, создает сложность продольного и поперечного управления с крылом С-образной формы, особенно, на взлетно-посадочных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Пятая - это то, что традиционная аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для полета, создает одно крыло, являясь основной несущей аэродинамической поверхностью, а дополнительную подъемную силу - горизонтальные пилоны мотогондол и фюзеляж, обеспечивающие незначительную их составляющую в общей аэродинамической подъемной силе и, как следствие, предопределяет большую удельную нагрузку на крыло (порядка 380…430 кг/м2), которая будет повышаться пропорционально увеличению его размеров и взлетного веса. Поэтому если использовать такую аэродинамическую схему моноплана с низкорасположенным крылом C-образной формы в качестве прототипа и создавать гибридный электросамолет КВП на базе данной аэродинамической компоновки, то возможность увеличения весовой отдачи при повышении взлетного веса и дальнейшего уменьшения массы конструкции, но и геометрических размеров планера весьма затруднено. Все это ограничивает возможность также дальнейшего увеличения взлетного веса и веса заменяемых аккумуляторных батарей, но и повышения горизонтальной тяговооруженности и выполнения технологии КВП.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном электросамолете проекта "Ce-Liner" повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, увеличения площади несущих поверхностей планера и уменьшения веса заменяемой системы энергонакопления и удельной нагрузки на крыло, повышения безопасности и уменьшения сваливания, уменьшения аэродинамического и индуктивного сопротивления, повышения транспортной и топливной эффективности.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного электросамолета проекта "Ce-Liner", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он, имея двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с низко- и высокорасположенным разновеликими крыльями, имеющими соответственно как прямую для переднего и обратную стреловидности для заднего крыла, так и больший размах с положительным и меньший размах с отрицательным углом поперечного V, но и на концах переднего крыла - нижние и верхние концевые шайбы, отклоненные соответственно в двух и трех направлениях и представляющие собой при виде сбоку в направлении полета двухэлементные стреловидные конфигурации с разновеликими концевыми шайбами, меньшие из них, являясь нижними, отклонены от законцовок переднего крыла назад и наружу от оси симметрии, а каждая большая из верхних отклонена вовнутрь к последней от законцовки переднего крыла, отгибаясь назад и вверх по радиусу к соответствующей законцовке заднего крыла, связывая консоли крыльев в замкнутый трапециевидный в плане контур, улучшающий несущую способность и фюзеляжа, имеющего несущий центроплан-отсек, и H-образного хвостового и переднего горизонтального оперений, высокорасположенные консоли которого выполнены с положительным углом поперечного V, а вертикальные кили, размещенные на разнесенных балках, смонтированных по бокам центроплана-отсека, имеют с внутренних и внешних боковых поверхностей соответственно цельноповоротный межкилевой стабилизатор (ЦПМС) и в продолжение последнего консоли заднего крыла, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов со схемой 4+2, которая наряду четырех электровентиляторов в кольцевых каналах, смонтированных попарно с каждой стороны соответствующего киля на консолях заднего крыла, оснащена по оси симметрии на ЦПМС гибридными расположенными тандемом мотогондолами передней с тянущим и задней с толкающим большими винтами, выполненными с взаимно противоположным их вращением и возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, и снабжен возможностью преобразования его с взлетно-посадочной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, имеющей два больших тянущий и толкающий винта на ЦПМС, отклоненном вверх на угол +45° и четыре меньших электровентилятора в кольцевых каналах на консолях заднего крыла, располагающих противоположно направленным их вращением между парами левой и правой их групп и обеспечивающих при этом интенсивное обтекание верхней поверхности переднего крыла и бортов несущего фюзеляжа воздушным потоком от этих групп электровентиляторов, устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев и несущего фюзеляжа с уменьшением сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими электровентиляторами, выполненными в виде восьмилопастных винтов изменяемого шага с большой круткой трапециевидных их лопастей и диаметром равным удвоенной длине их кольцевых каналов, в полетную конфигурацию электросамолета с пяти-, четырех- или двухвинтовой движительной системой, создающей маршевую тягу, обеспечивающую третью большую, вторую среднюю или первую меньшую крейсерские скорости полета соответственно, но и обратно, при этом диаметры винтов в центральном и боковых двухвинтовых модулях соответственно большего и меньшего их диаметров, определяемых из соотношения: D=dΔ32/3, м (где D и d - диаметры больших и меньших винтов соответственно), обеспечивают возможность создания при выполнении КВП управляющих моментов, необходимых для автоматического изменения вектора тяги большей группы отклоняемых винтов при одновременном осуществлении управления тягой винтов меньшей группы и взлетно-посадочной скоростью, причем синхронно изменяющие вектор тяги отклоняемые на ЦПМС тянущий и толкающий винты большей группы, выполненные многолопастными и флюгерно-реверсивными, имеют оси их вращения, смонтированные соответственно ниже и выше относительно средней линии ЦПМС, снабженного для продольного управления балансировкой и выполнения технологии КВП возможностью нормального и расширенного диапазона его поворота в вертикальной плоскости относительно поперечной оси ЦПМС совместно с большими винтами от горизонтального положения вверх и вниз на углы от 0° до ±15° и вверх и обратно на углы от 0° до +45° соответственно, при этом для выполнения технологии укороченного его взлета с шестивинтовой движительной системой, поворотные винты большей группы которой на ЦПМС, отклоненном вверх в промежуточное положение на угол +15°, позволяющие совместно с горизонтальной тягой меньших винтов достичь максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением всех закрылок на максимальные углы, создающие максимальную подъемную силу трех несущих поверхностей, снабжен возможностью синхронного и автоматического ускоренного отклонения ЦПМС вверх на угол с +15° до +45° совместно с тянущим и толкающим большими винтами, обеспечивающего достижения двух составляющих взлетной тяги: для движения вперед и одновременного вертикального подъема, шестидвигательная силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена как парой левых и парой правых задних мотогондол с электромоторами, имеющими между собой и их парами одинаковые по пиковой мощности типоразмеры и вращательно связанными посредством муфт сцепления с редукторами соответствующих меньших винтов в кольцевых каналах, так и смонтированными на ЦПМС передней и задней гибридными мотогондолами, в каждой из последних, выполненной с меньшей по взлетной мощности типоразмером на 9% от суммы пиковых мощностей двух задних электромоторов в соответствующих боковых мотогондолах и снабженной наряду с турбовинтовым двигателем (ТВД), передающим крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого вращательно связан с редуктором соответствующего большего винта, имеются входная, но и выходная муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором большего винта и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи и программируемым системно-логическим контроллером, получающим от датчиков скорости полета и уровня зарядки аккумуляторов при падении ее до 25% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно подключение/отключение соответствующих электромоторов в задних мотогондолах и переключение генерирующей мощности и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается как от каждого ОЭМГ, так и одного из них, работающего в режиме электрогенератора от внутреннего источника, - ТВД соответственно как при крейсерском полете четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении соответствующего большего винта с расположением оси его вращения вдоль линии маршевой его тяги, при этом в каждой гибридной мотогондоле ее входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ТВД и редуктора большего винта, позволяют реализовать в каждой из них два способа работы ТВД и три ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на больший винт при выполнении КВП или самостоятельной передачи в случае отказа двух ТВД со всеми четырьмя электромоторами меньших винтов как пиковой, так и номинальной его мощности на вал большего винта соответственно как при взлетно-посадочной, так и крейсерской полетной конфигурации обычного электросамолета, но и самостоятельной работы ТВД при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал ОЭМГ, работая в режиме электрогенератора, и на вал большего винта, обеспечивая после выполнения КВП горизонтальный полет в перегрузочном варианте.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить гибридный электросамолет КВП, имеющий двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с разновеликими крыльями различной стреловидности, переднее из которых стреловидное большее крыло, смонтированное ниже заднего меньшего крыла обратной стреловидности, имеет концевые шайбы, связывающие консоли крыльев в замкнутую несущую систему с фюзеляжем, имеющим несущий центроплан-отсек, передним горизонтальным и H-образным хвостовым оперениями, кили последнего, размещенные на разнесенных тонких балках, имеют с внутренних и внешних боковых поверхностей соответственно цельноповоротный межкилевой стабилизатор (ЦПМС) и в продолжение последнего консоли заднего крыла, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) со схемой РТРВ-X4+2, имеющей наряду четырех электровентиляторов в кольцевых каналах, смонтированных попарно с каждой стороны соответствующего киля на консолях заднего крыла, оснащена по оси симметрии передней и задней гибридными мотогондолами тандемнорасположенными на ЦПМС соответственно с тянущим и толкающим большими винтами, выполненными с взаимно противоположным их вращением и возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, но и снабжен возможностью преобразования его с взлетно-посадочной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, включающей наряду с двумя большими винтами на ЦПМС, отклоненным вверх на угол +45°, имеет четыре меньших электровентилятора в кольцевых каналах на консолях заднего крыла, располагающих противоположно направленным их вращением между левой и правой их группами и обеспечивающих при этом интенсивное обтекание верхней поверхности переднего крыла и бортов несущего фюзеляжа воздушным потоком от этих групп электровентиляторов, устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев и несущего фюзеляжа с уменьшением сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими электровентиляторами, выполненными в виде восьмилопастных винтов изменяемого шага с большой круткой их лопастей, в полетную конфигурацию электросамолета с пяти-, четырех- или двухвинтовой движительной системой, создающей маршевую тягу, обеспечивающую соответственно третью большую, вторую среднюю или первую меньшую крейсерские скорости полета, но и обратно. Что позволит уменьшить вес планера, увеличить полезную нагрузку, повысить весовую отдачу, транспортную и топливную эффективность. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший соответствующий винт от ОЭМГ, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ТВД, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку аккумуляторов как при крейсерском полете четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении соответствующего большего винта с расположением оси его вращения вдоль линии маршевой его тяги. При этом крылья замкнутой несущей системы, имеющей трапециевидную конфигурацию в плане, увеличивают площади несущих поверхностей планера, особенно, переднего и заднего крыльев, которые объединены двухэлементными стреловидными концевыми шайбами, обеспечивающими минимальное значение аэродинамического и индуктивного сопротивления, что позволит уменьшить на них удельную нагрузку и снизить расход топлива. Поскольку при заднем расположении тандемом на ЦПМС гибридных мотогондол с передним и с задним большими винтами, выполненными соответственно по тянущей и толкающей схеме воздушных винтов с противоположным их вращением, то можно получить значительное как увеличение КПД в такой двухвинтовой винтомоторной группе, так и возможность выполнения технологии КВП. Поэтому только многодвигательный вариант гибридной СУ позволяет использовать электромоторы, ОЭМГ и ТВД меньшей мощности и, следовательно, меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель каждой боковой и гибридной мотогондолы. Кроме того, это также позволяет добиться более обтекаемой формы каждой из мотогондол и, соответственно, их меньшее аэродинамическое сопротивление, особенно, при выполнении технологии КВП и, как следствие, уменьшение потерь в наклонной их тяге и повышение маршевой тяги. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей ряд способов ее работы и подзарядки пакета литиево-ионных аккумуляторов. Последнее при равномерном распределение заряда перезаряжаемых аккумуляторов обеспечивает как работу электромоторов, ОЭМГ и ТВД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре, так и позволяет значительно повысить и безопасность полетов.

Предлагаемое изобретение гибридного электросамолета короткого взлета и посадки (ГЭСКВП) исполнения РТРВ-X4+2 с двумя парами и одной центральной парой двухвинтовых модулей, размещенных соответственно на консолях заднего крыла по бокам H-образного хвостового оперения и на его ЦПМС, представлено на фиг. 1.

На фиг. 1а на общем виде сбоку изображен высокоскоростной ГЭСКВП в полетной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, имеющей две пары меньших винтов в боковых кольцевых каналах и два больших тянущий и толкающий винта на отклоненном вверх ЦПМС на угол +45°, создающих горизонтальную и наклонную тяги винтов при выполнении технологии КВП.

На фиг. 1б на общем виде спереди изображен высокоскоростной ГЭСКВП в полетной конфигурации электросамолета с четырех- или двухвинтовой движительной системой, обеспечивающей двумя или одной парой меньших винтов в боковых кольцевых каналах вторую или первую крейсерскую скорости горизонтального полета.

На фиг. 1в изображен ГЭСКВП на общем виде сверху в полетной конфигурации гибридного электросамолета с пятивинтовой движительной системой при одном большем отключенном винте во флюгерном положении и с четырьмя меньшими и одним большим винтами при третьей большей крейсерской скорости полета.

Высокоскоростной ГЭСКВП, представленный на фиг. 1, содержит несущий фюзеляж 1 и, имея двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с разновеликими крыльями различной стреловидности, переднее большее стреловидное 2 из которых, смонтированное ниже меньшего заднего крыла 3 обратной стреловидности, снабжены на их концах большими верхними 4 и меньшими нижними 5 концевыми шайбами, выполнен по концепции разнесенного расположения трех пар двухвинтовых систем с задним их расположением. Каждая левая и правая боковые пары и одна центральная пара, из которых размещены соответственно на консолях заднего крыла 3 и на ЦПМС 6 H-образного хвостового оперения, кили 7 которого имеют рули направления 8. На консолях заднего крыла 3 смонтированы четыре продолговато-обтекаемой формы мотогондолы 9 с тянущими винтами меньшей группы. Два внешних винта 10 и два внутренних 11 из которых, размещенные в соответствующих боковых кольцевых каналах 12, вращательно связаны, с соответствующими электромоторами. Передняя и задняя гибридные мотогондолы 13, имеющие ОЭМГ и ТВД вращательно связанные с большими винтами тянущим 14 и толкающим 15, смонтированными соответственно ниже и выше средней линии ЦПМС 6, выполнены с возможностью работы при различных углах свободного их поворота в вертикальной плоскости между килями 7 вверх и вниз на углы от 0° до ±15° и вверх и обратно на углы от 0° до +45° соответственно для управления по тангажу при горизонтальном полете и выполнения КВП (см. фиг. 1а). Стреловидное переднее крыло 2, оснащенное закрылками 16 и элеронами 17, выполнено от несущего фюзеляжа 1 с положительным углом поперечного V, имеет в плоскости отрицательной крутки концевых его частей 18 верхние 4 и нижние 5 стреловидные концевые шайбы, отклоненные соответственно в трех и двух направлениях, представляющими собой при виде сбоку в направлении полета двухэлементные стреловидные конфигурации с разновеликими концевыми шайбами, большие из которых, отгибаясь вовнутрь к оси симметрии от законцовок переднего крыла 2, отклонены назад и вверх по радиусу к соответствующей законцовке заднего крыла 3, а меньшие - от средней линии законцовок переднего крыла 2 наружу и назад. При этом верхние концевые шайбы 4 объединяют соответствующие консоли крыльев 2 и 3 в замкнутую несущую систему трапециевидной конфигурации в плане. Обратной стреловидности заднее крыло 3, оснащенное за боковыми кольцевыми каналами 12 закрылками 19, выполнено от внешних боковых поверхностей килей 7 с отрицательным углом поперечного V. Высокорасположенное переднее горизонтальное оперение (ПГО) 20, выполненное близко расположенным к крупномерному центроплану-отсеку переднего крыла 2 и с положительным углом поперечного V, оснащено по всему размаху закрылками 21. Несущий фюзеляж 1, имеющий крупномерный центроплан-отсек с профилем крыла, интегрирован в конструктивно-силовую двухбалочную схему с крыльями 2 и 3 и Н-образным хвостовым оперением, вертикальные кили 7 которого смонтированы на тонких разнесенных балках 22.

Силовая установка выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, левые и правые мотогондолы 9 которого снабжены электромоторами, вращающими внешние 10 и внутренние 11 меньшие винты в боковых кольцевых каналах 12, а расположенные тандемом гибридные мотогондолы 13 передняя/задняя, смонтированные под/над средней линией ЦПМС 6, имеют на конце их удлиненных редукторов в передних/задних продолговатых их частях тянущий 14/ толкающий 15 большие винты. Каждая из гибридных мотогондол 13 наряду с ТВД, имеющим для отбора взлетной его мощности передний/задний (см. фиг. 1а) вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал ОЭМГ, выходной вал которого вращательно связан с редуктором соответствующего большего винта, имеются входная и выходная муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором большего винта (на фиг. 1 не показаны). Гибридная СУ оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и ТВД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается как от каждого ОЭМГ, так и одного из них, работающего в режиме электрогенератора от внутреннего источника мощности - ТВД соответственно как при горизонтальном полете в конфигурации четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении больших винтов с расположением осей их вращения вдоль линий маршевой их тяги. Поворотные в вертикальной плоскости два больших воздушных винта тянущий 14/толкающий 15 (см. фиг. 1а), размещенные на ЦПМС 6, имеющего при выполнении КВП диапазон его поворота вверх от 0° до +45° и обратно, выполнены флюгерно-реверсивными с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот ЦПМС 6 с гибридными мотогондолами 13 и четырехлопастными большими винтами 14-15, преобразующих его полетную конфигурацию с гибридного шестивинтового электросамолета КВП в пяти- или четырех- или двухвинтовой электросамолет двукрылой схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов (на фиг. 1 показаны), а выпуск и уборка шасси, управление закрылками 16, 19 и 21, элеронами 17 и рулями высоты 6 и направления 8 осуществляется также электрически. Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная опора с мотор-колесом 23 убирается в носовую нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 24 - в бортовые обтекатели 25.

Управление ГЭСКВП обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) изменением шага меньших винтов 10-11 в четырех боковых кольцевых каналах 12 и двух больших винтов тянущего 14/толкающего 15, а также отклонением элеронов 17 -рулевых поверхностей по крену, рулей направления 8 и высоты ЦПМС 6, работающего совместно с отклонением винтов 14-15. При взлетно-посадочных режимах и выполнении КВП подъемная сила создается ПГО 20, крыльями 2 и 3, наклонная/ маршевая тяга - двумя большими винтами 14-15/меныними двумя внешними 10 с двумя внутренними 11, на крейсерских режимах полета - ПГО 20, крыльями 2 и 3, маршевая тяга - пяти- или четырех- или двухвинтовой движительной системой с соответствующими винтами 15 со всеми 10-11 или всеми 10-11 винтами или только винтами 10 или 11 (см. фиг. 1). После выполнения короткого взлета и при переходе с шестивин-товой движительной системы в четырех- или двухвинтовую движительную систему и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением рулей высоты 6, создающих, работая позади крыльев 2 и 3, парирующую силу. После установки ЦПМС 6 с большими винтами 14-15 при расположении осей их вращения вдоль линий маршевой их тяги осуществляется возможность крейсерского горизонтального полета. При выполнении ГЭСКВП технологии укороченного взлета с шестивинтовой движительной системой его ЦПМС 6, отклоненный вверх в промежуточное положение на угол +15° с большими винтами 14-15 для достижения совместно с маршевой тягой меньших винтов 10-11 максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением закрылок 21, 16 и 19, увеличивающим подъемную силу ПГО 20 и двух крыльев 2 и 3, образуя взлетную его конфигурацию, и возможность автоматического ускоренного синхронного отклонения вверх на угол с +15° до +45° ЦПМС 6 с большими винтами 14-15, позволяющего достичь двух максимальных составляющих взлетной тяги: для движения вперед и вертикального подъема.

Таким образом, только высокоскоростные ГЭСКВП с распределенной тягой разновеликих винтов в гибридной СУ с разнесенным их расположением в трех двухдвигательных системах и разновеликими крыльями в продольной схеме триплана, переднее большее крыло из которой, имеющее стреловидные концевые шайбы, большие верхние из них, связывая консоли крыльев, образуют замкнутую несущую систему трапециевидной конфигурации в плане могут обеспечить выполнение технологии КВП и максимальную разгрузку несущего фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил. Поскольку, это еще повышает несущую способность крыльев и уменьшает индуктивное сопротивление, то все это пригодно для дальнейших инженерных приложений в ГЭСКВП, имеющих без особых массовых затрат и просто реализуемой формы законцовки с верхними и нижними стреловидными концевыми шайбами, образующими при виде сбоку стреловидную их конфигурацию (увеличивающую взлетный вес на 5,2%, скороподъемность и крейсерскую скорость до 10% и снижающую расход топлива на 5,6%). Кроме того, это позволит обеспечить выполнение технологии КВП при неожиданной потере мощности гибридной СУ, особенно, с одновременным отказом ТВД и его же с одним ОЭМГ, что весьма повышает живучесть, делая его практически идеальным. Поэтому дальнейшие исследования по созданию таких ГЭСКВП, используя вышеназванные преимущества, позволит освоить широкое их семейство (см. табл. 1). В конечном итоге, широкие эксплуатационные требования к электросамолетам нового поколения, несомненно приведут к созданию ГЭСКВП, особенно, на платформе имеющихся в наличии конструкций самолетов, что позволит весьма сократить сроки их освоения и достойно конкурировать с компаниями "EADS" (ЕвроСоюз) и "Volva Volare" (США), осваивающими гибридные соответственно многодвигательный электросамолет проекта "E-Thrust" и электросамолет модели GT4.

Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является освоение на платформе самолета Ил-114 в первую очередь коммерческого ГЭСКВП с взлетным весом 22960 кг и для перевозки 52 человек с общей дальностью полета до 3200 км при выполнении технологии КВП. Весить пустой ГЭСКВП-5,2, изготовленный из углепластика, будет не более 15760 кг при весе аккумуляторов 5660 кг. В гибридной его СУ, включающей четыре электромотора с меньшими винтами диаметром 1,98 м и два ОЭМГ - с большими винтами диаметром 4,12 м и суммарной пиковой/номинальной их мощностью 3200/1740 кВт, имеются два генерирующих ТВД модели ВК-800 В, которые могут предоставить еще 1176 кВт (1600 л.с). При благоприятных погодных условиях литиево-полимерная батарея позволит ГЭСКВП-5,2 улететь на расстояние в 416 км при крейсерской скорости 640 км/ч. Однако при падении ее заряда до 25% от максимального значения включатся два ТВД и будут в полете, вращая ОЭМГ, работающие в режиме электрогенераторов, подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении КВП вмещает 1800 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 2784 км. Поэтому, выполняя КВП и имея запас топлива на время полета 0,5 ч, и даже с учетом работы генераторных ТВД топливная эффективность для ГЭСКВП-5,2 на общей дальности полета 3200 км весьма впечатляюща и составит 10,82 г/пасс·км. В случае выхода из строя двух ОЭМГ с ТВД заряда энергии в аккумуляторах достаточно для того, чтобы ГЭСКВП-5,2 на минимальной третьей скорости долетел до ближайшего аэропорта и совершил безопасную аварийную посадку.

Важной особенностью применения параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода и концепции РТРВ-X4+2 в ГЭСКВП, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с коммерческим ГЭСКВП-5,2 создать и легкие ГЭСКВП-2,6 с пассажировместимостью 26 человек, и беспилотные тяжелые ГЭСКВП-2,8 с взлетным весом 11480 кг, освоенные на платформе, например, самолета модели М-111.

Гибридный электросамолет короткого взлета и посадки, представляющий собой моноплан с крылом необычной формы, имеющим внешние части крыла C-образной формы, концы последних отклонены к двум мотогондолам, смонтированным по бокам фюзеляжа и имеющим электромоторы с закрытыми соосными винтовентиляторами, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и заменяемые аккумуляторные батареи, однокилевое хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он, имея двухбалочную схему и продольную компоновку триплана с низко- и высокорасположенным разновеликими крыльями, имеющими соответственно как прямую для переднего и обратную стреловидности для заднего крыла, так и больший размах с положительным и меньший размах с отрицательным углом поперечного V, но и на концах переднего крыла - нижние и верхние концевые шайбы, отклоненные соответственно в двух и трех направлениях и представляющие собой при виде сбоку в направлении полета двухэлементные стреловидные конфигурации с разновеликими концевыми шайбами, меньшие из них, являясь нижними, отклонены от законцовок переднего крыла назад и наружу от оси симметрии, а каждая большая из верхних отклонена вовнутрь к последней от законцовки переднего крыла, отгибаясь назад и вверх по радиусу к соответствующей законцовке заднего крыла, связывая консоли крыльев в замкнутый трапециевидный в плане контур, улучшающий несущую способность и фюзеляжа, имеющего несущий центроплан-отсек, и H-образного хвостового и переднего горизонтального оперений, высокорасположенные консоли которого выполнены с положительным углом поперечного V, а вертикальные кили, размещенные на разнесенных балках, смонтированных по бокам центроплана-отсека, имеют с внутренних и внешних боковых поверхностей соответственно цельноповоротный межкилевой стабилизатор (ЦПМС) и в продолжение последнего консоли заднего крыла, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов со схемой 4+2, которая наряду с четырьмя электровентиляторами в кольцевых каналах, смонтированных попарно с каждой стороны соответствующего киля на консолях заднего крыла, оснащена по оси симметрии на ЦПМС гибридными расположенными тандемом мотогондолами передней с тянущим и задней с толкающим большими винтами, выполненными с взаимно противоположным их вращением и возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, и снабжен возможностью преобразования его с взлетно-посадочной конфигурации гибридного электросамолета с шестивинтовой движительной системой, имеющей два больших (тянущий и толкающий) винта на ЦПМС, отклоненном вверх на угол +45°, и четыре меньших электровентилятора в кольцевых каналах на консолях заднего крыла, располагающихся противоположно направлению их вращения между парами левой и правой их групп и обеспечивающих при этом интенсивное обтекание верхней поверхности переднего крыла и бортов несущего фюзеляжа воздушным потоком от этих групп электровентиляторов, устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев и несущего фюзеляжа с уменьшением сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими электровентиляторами, выполненными в виде восьмилопастных винтов изменяемого шага с большой круткой трапециевидных их лопастей и диаметром, равным удвоенной длине их кольцевых каналов, в полетную конфигурацию электросамолета с пяти-, четырех- или двухвинтовой движительной системой, создающей маршевую тягу, обеспечивающую третью большую, вторую среднюю или первую меньшую крейсерские скорости полета соответственно, но и обратно, при этом диаметры винтов в центральном и боковых двухвинтовых модулях соответственно большего и меньшего их диаметров, определяемых из соотношения: D=d×32/3, м (где D и d - диаметры больших и меньших винтов соответственно), обеспечивают возможность создания при выполнении КВП управляющих моментов, необходимых для автоматического изменения вектора тяги большей группы отклоняемых винтов при одновременном осуществлении управления тягой винтов меньшей группы и взлетно-посадочной скоростью, причем синхронно изменяющие вектор тяги отклоняемые на ЦПМС тянущий и толкающий винты большей группы, выполненные многолопастными и флюгерно-реверсивными, имеют оси их вращения, смонтированные соответственно ниже и выше относительно средней линии ЦПМС, снабженного для продольного управления балансировкой и выполнения технологии КВП возможностью нормального и расширенного диапазона его поворота в вертикальной плоскости относительно поперечной оси ЦПМС совместно с большими винтами от горизонтального положения вверх и вниз на углы от 0° до ±15° и вверх и обратно на углы от 0° до +45° соответственно, при этом для выполнения технологии укороченного его взлета с шестивинтовой движительной системой, поворотные винты большей группы которой на ЦПМС, отклоненном вверх в промежуточное положение на угол +15°, позволяющие совместно с горизонтальной тягой меньших винтов достичь максимального ускорения при разбеге с одновременным автоматическим отклонением всех закрылок на максимальные углы, создающие максимальную подъемную силу трех несущих поверхностей, снабжен возможностью синхронного и автоматического ускоренного отклонения ЦПМС вверх на угол с +15° до +45° совместно с тянущим и толкающим большими винтами, обеспечивающего достижения двух составляющих взлетной тяги: для движения вперед и одновременного вертикального подъема, шестидвигательная силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена как парой левых и парой правых задних мотогондол с электромоторами, имеющими между собой и их парами одинаковые по пиковой мощности типоразмеры и вращательно связанными посредством муфт сцепления с редукторами соответствующих меньших винтов в кольцевых каналах, так и смонтированными на ЦПМС передней и задней гибридными мотогондолами, в каждой из последних, выполненной с меньшей по взлетной мощности типоразмером на 9% от суммы пиковых мощностей двух задних электромоторов в соответствующих боковых мотогондолах и снабженной наряду с турбовинтовым двигателем (ТВД), передающим крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого вращательно связан с редуктором соответствующего большего винта, имеются входная, но и выходная муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором большего винта и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи и программируемым системно-логическим контроллером, получающим от датчиков скорости полета и уровня зарядки аккумуляторов при падении ее до 25% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно подключение/отключение соответствующих электромоторов в задних мотогондолах и переключение генерирующей мощности и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается как от каждого ОЭМГ, так и одного из них, работающего в режиме электрогенератора от внутреннего источника, - ТВД соответственно как при крейсерском полете четырех- или двухвинтового электросамолета, так и на стоянке при флюгерном положении соответствующего большего винта с расположением оси его вращения вдоль линии маршевой его тяги, при этом в каждой гибридной мотогондоле ее входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ТВД и редуктора большего винта, позволяют реализовать в каждой из них два способа работы ТВД и три ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на больший винт при выполнении КВП или самостоятельной передачи в случае отказа двух ТВД со всеми четырьмя электромоторами меньших винтов как пиковой, так и номинальной его мощности на вал большего винта соответственно как при взлетно-посадочной, так и крейсерской полетной конфигурации обычного электросамолета, но и самостоятельной работы ТВД при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал ОЭМГ, работая в режиме электрогенератора, и на вал большего винта, обеспечивая после выполнения КВП горизонтальный полет в перегрузочном варианте.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. Многодвигательный электросамолет короткого взлета и посадки содержит фюзеляж с Т-образным оперением, гибридную силовую установку, меньшее цельноповоротное крыло с четырьмя мотогондолами, большее высокорасположенное крыло с двумя подкрыльевыми гибридными мотогондолами, расположенное сзади цельноповоротного крыла, и трехстоечное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к авиационной технике. Транспортный самолет для перевозки и разгона в стратосфере ракет космического назначения содержит два фюзеляжа, шасси, кили, двигатели, крыло, состоящее из центральной части и двух консолей, на которых установлены двигатели, и ложементы-направляющие для крепления упомянутых ракет.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, прикрепленное сверху к фюзеляжу крыло треугольной формы, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение и шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых конвертопланов. Гибридный конвертоплан имеет фюзеляж из композитных материалов с высокорасположенным крылом типа «чайка», на поворотных консолях которого на нижних частях изломов смонтированы гибридные мотогондолы трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу.

Летательный аппарат, имеющий лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла, содержит фюзеляж (1), силовую установку (5), первую пару аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, присоединенных к верхней передней части фюзеляжа (1), вторую пару аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, присоединенных к нижней задней части фюзеляжа (1) в точке упомянутого фюзеляжа (1) по направлению к корме от присоединения аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, и третью пару по существу вертикальных аэродинамических поверхностей (4).

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы.

Изобретение относится к транспортной технике, используемой в качестве летательного аппарата и автомобиля. .

Изобретение относится к области авиации. .

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.
Изобретение относится к конструкции самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (конвертопланам) и может быть использовано, в том числе, при производстве беспилотных летательных аппаратов.

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.

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.

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к военной технике. .

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 авиастроению, в частности к моделированию самолетов-амфибий гражданского назначения. Самолет-амфибия содержит лодку, соединенную с фюзеляжем, хвостовое оперение, высоко расположенные крылья с неубираемыми поплавками, прикрепленные с разных сторон к фюзеляжу и/или крыльям, брызгозащитные площадки с неподвижно установленными над ними корпусами реактивных двигателей с прикрепленным к ним сверху общим мини-крылом. При этом мини-крыло состоит из расположенного горизонтально центрального участка в форме прямоугольника и концевых участков прямоугольной, треугольной или стреловидной формы, расположенных V-образно. Достигается увеличение аэродинамической подъемной силы крыльев, уменьшение взлетного пути на морской, озерной, широкой речной акватории и на суше. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит составное крыло, состоящее из генератора спрямленного воздушного потока и нескольких блоков с аэродинамическими поверхностями. Аэродинамические поверхности в виде крылышек по четыре ряда с предохранительными вертикальными плоскостями установлены в блоки крыльев таким образом, что по вертикали крылышки одно от другого расположены на расстоянии двойной ширины крылышка, а по горизонтали один ряд отстоит от другого на ширину крылышка. Второй ряд по вертикали относительно первого ряда поднят вверх на ширину крылышка, третий ряд относительно первого поднят на одну треть ширины крылышка, четвертый ряд по вертикали относительно третьего ряда поднят вверх на ширину крылышка. Перед первым блоком крылышек установлен вентилятор со спрямляющим воздушный поток устройством, при этом длина сборки блоков составляет три рабочих диаметра вентилятора. Достигается повышение энергетической эффективности и увеличение дальности полета летательного аппарата. 3 ил.

Группа изобретений относится к самолетостроению и автомобилестроению. Устройство для передвижения по воздуху и земле включает корпус, элемент создания тяги, нижнее крыло, три опорных колеса, верхнее крыло, две торцевые пластины, руль высоты, элерон и руль направления. Устройство дополнительно содержит четвертое опорное колесо, промежуточное крыло, расположенное ниже верхнего крыла, но выше корпуса. Элемент создания тяги содержит двигатель. Корпус выполнен приспособленным для размещения пассажиров и полезного груза. Торцевые пластины выполнены вертикальными и несущими, соединяющими между собой нижнее крыло, верхнее крыло и промежуточное крыло. Способ организации устройств для передвижения по воздуху и земле характеризуется конструкцией устройства. Группа изобретений направлена на расширении арсенала средства передвижения по воздуху и земле. 2 н. и 29 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх