Самолет



Самолет
Самолет
Самолет
Самолет

 


Владельцы патента RU 2569165:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, крыло, хвостовое оперение и винтомоторную установку, включающую двигатель, трансмиссию и соосные воздушные винты противовращения. Лопасти воздушных винтов (ВВ) выполнены в виде гибких лент с удлинением 4…200, корневые части которых закреплены на синхронно поворотных барабанах, концевые части выполнены в виде центробежных грузов обтекаемой формы с жестко зафиксированными либо управляемыми аэродинамическими рулями. Мидель ВВ в сложенной конфигурации не превышает миделя фюзеляжа самолета. На ленту от ее концевой части и не менее чем на 25% общей длины лопасти может быть нанесено упругое покрытие, выполненное в виде аэродинамического профиля. Изобретение направлено на повышение протяженности маршевого участка высотного самолета. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно - к самолетам (в т.ч. беспилотным) с винтовыми движителями.

Известны самолеты с различными конструктивными и компоновочными схемами винтомоторных установок (ВМУ) - см., например, В.Б. Шавров. История конструкций самолетов в СССР, (т.т. 1, 2), М.: «Машиностроение», 1978; П. Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: «Мир», 1991.

В качестве ближайшего аналога принят самолет по патенту РФ №2015063 (приоритет от 16.01.1992), снабженный соосными воздушными винтами (ВВ) большого диаметра, раскладываемыми и штатно функционирующими за счет центробежных сил при вращении вала ВМУ.

Однако данное техническое решение предложено к реализации только на самолетах с ВВ толкающего типа и не допускает увеличения длины лопастей ВВ сверх длины хвостовой балки при наличии хвостового оперения.

Целью предлагаемого изобретения является создание самолета с ВМУ как толкающего, так и тянущего типа, оснащенного ВВ с лопастями сверхбольшого удлинения (не ограничиваемыми вследствие конструктивных особенностей летательного аппарата вдоль его продольной оси).

Указанная цель достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, ВМУ (включающую двигатель, трансмиссию и соосные воздушные винты противовращения), лопасти ВВ выполнены в виде гибких лент с удлинением 4…200, корневые части которых закреплены на синхронно поворотных барабанах, концевые части выполнены в виде центробежных грузов обтекаемой формы с жестко зафиксированными либо управляемыми аэродинамическими рулями, при этом мидель ВВ в сложенной конфигурации не превышает миделя фюзеляжа самолета. На ленту от ее концевой части и не менее чем на 25% общей длины лопасти может быть нанесено упругое покрытие, выполненное в виде аэродинамического профиля. При этом ширина гибкой ленты вдоль размаха лопасти может быть постоянной либо переменной. В случае применения поворотных лопастей ВВ на центробежные грузы могут дополнительно устанавливаться блоки управления и приводы аэродинамических рулей. При этом синхронно поворотные барабаны могут быть выполнены с возможностью их синхронного разворота (на угол до 90° включительно) перпендикулярно плоскости вращения ВВ.

На фиг. 1 представлена конструктивно-компоновочная схема самолета по предлагаемому техническому решению, на фиг. 2, 3 - лопасть ВВ в плане, на фиг. 4 - сечение лопасти ВВ с нанесенным упругим формообразующим покрытием.

Приняты обозначения:

1 - фюзеляж самолета;

2 - крыло;

3 - хвостовое оперение;

4 - винтомоторная установка;

5 - лопасть ВВ;

6 - барабан;

7 - центробежный груз;

8 - аэродинамический руль центробежного груза;

9 - формообразующее упругое покрытие.

Функционирование устройства по предлагаемому техническому решению осуществляется следующим образом.

Самолет взлетает с Земли, например, либо с помощью ракетной стартово-разгонной ступени (СРС), либо за самолетом-буксировщиком по планерному. При этом лопасти поз. 5 ВВ свернуты на барабаны поз. 6 и не выступают за мидель фюзеляжа поз. 1. Следует отметить, что разгон самолета посредством СРС может осуществляться как в маршевой конфигурации из катапультного устройства, так и из специализированного транспортно-пускового контейнера со сложенным крылом поз. 2 (а также, в ряде случаев, хвостовым оперением поз. 3).

При достижении максимальной высоты подъема с применением СРС либо буксировки самолет по предлагаемому техническому решению переходит при необходимости в маршевую конфигурацию (отделяет СРС, раскладывает крыло поз. 2 и оперение поз. 3), включает ВМУ поз. 4 и развертывает посредством центробежных сил лопасти поз. 5 ВВ, которые синхронно сматываются с барабанов поз. 6, переводит целевую аппаратуру в режим штатного функционирования и начинает программный по заданному маршруту (в т.ч. с дополнительным набором высоты) либо непосредственно управляемый (корректируемый) из пункта управления (наземного, надводного или воздушного базирования) полет - см. фиг. 1.

ВМУ поз. 4 в рамках данного технического решения включает в свой состав двигатель (поршневой, газотурбинный, электрический, др.), размещаемый в фюзеляже поз. 1 самолета и кинематически связанный с ВВ противовращения. При этом расстояние между плоскостями вращения переднего и заднего ВВ принимается, как правило, в диапазоне 0,05…0,25 диаметра ВВ при его наибольшем развертывании: здесь минимальное значение выбрано из условия исключения перехлеста лопастей поз. 5 ВВ, а максимальное - из условия обеспечения разности крутящих моментов на переднем и заднем ВВ менее 20% (см., например, B.C. Вождаев. Метод и результаты параметрических исследований аэродинамических характеристик соосной системы винтов на режимах висения и вертикального подъема. М: Труды ЦАГИ, вып. 1953, 1976 г., стр. 48-50). Поскольку известно, что у соосных ВВ окружная индуцированная скорость близка к нулю, практически отсутствуют в отличие от одиночного винта - окружные потери. Также упрощается балансировка и пилотирование самолета, поскольку у соосных ВВ обеспечивается симметрия обтекания воздушным потоком элементов конструкции за винтами (т.е. отсутствует реактивный момент), а суммарный гироскопический момент равен нулю (т.е. левые и правые маневры самолета одинаковы). Рациональный с точки зрения эффективности ВМУ и условий складывания ВВ диапазон удлинения лопастей - 4…200. Здесь минимальное значение соответствует т.н. вентиляторному режиму, максимальное - предельному режиму работы ВВ по условиям балансировки лопастей.

Следует отметить, что применение соосных ВВ сверхбольшого диаметра наиболее целесообразно на высотных самолетах с протяженным маршевым участком, совершающих крейсерский полет в стратосфере на высотах более 12…15 км. При этом для эффективного (с точки зрения коэффициента полезного действия винтового движителя) преобразования разреженного воздушного потока в отбрасываемое рабочее тело лопасти ВВ выгодно выполнять профилированными вдоль размаха. В этом случае на силовую часть лопасти - ленту - наносят упругое образующее заданный аэродинамический профиль покрытие поз. 9 - см. фиг. 4. Поскольку основная тяга ВВ создается концевыми участками лопастей поз. 5 - именно там, не менее чем на 0,25 общей длины лопасти, целесообразно нанесение упругого покрытия поз. 9 (общая длина покрытия определяется возможностями по сворачиванию лопасти поз.5 с покрытием поз. 9 на барабан поз. 6 таким образом, чтобы сложенные ВВ не выступали за мидель фюзеляжа поз. 1 самолета - см. фиг. 2, 3).

Заданный профиль лопасти поз. 5 вдоль ее размаха помимо аэродинамического покрытия поз. 9 формируется геометрической круткой за счет соответствующего разворота корневой части, закрепленной на барабане поз. 6 (осуществляется поворотом барабана поз. 6 на угол до 90° включительно перпендикулярно плоскости вращения ВВ), а также соответствующего разворота концевой части лопасти поз. 5 вследствие взаимодействия воздушного потока с аэродинамическим рулем поз. 8 центробежного груза поз. 7. При этом руль поз. 8 может быть либо заклинен жестко (аналогия с ВВ фиксированного шага), либо должен допускать возможность оперативного управлениям им в процессе полета (аналогия с ВВ изменяемого шага). В последнем случае на центробежном грузе поз. 7 должны дополнительно монтироваться блок управления (приемник сигналов управления) и привод (например, электромеханический) поворота руля поз. 8. С целью минимизации аэродинамического сопротивления ВВ центробежные грузы, включая размещаемые механизмы и аппаратуру, должны иметь обтекаемую форму, оптимизированную для крейсерской скорости вращения винтов. При этом угол атаки лопастей заднего ВВ с учетом скоса потока от переднего ВВ, как правило, на 1°…1,5° больше угла атаки лопастей переднего винта.

Следует также отметить, что ширина лопасти (силовой ленты) поз. 5 вдоль размаха - иначе, аэродинамическая хорда лопасти - может быть постоянной или переменной - см. фиг. 2, 3. При этом «уширенную» концевую часть лопасти, как правило, целесообразно применять для соосных ВВ относительно малого диаметра с большим количеством лопастей (т.н. вентиляторный режим), а «зауженную» концевую часть - для однорежимных ВВ сверхбольшого диаметра с жесткими требованиями к габаритам в сложенном состоянии.

Посадка самолета по предлагаемому техническому решению осуществляется, как правило, по планерному: перед посадкой ВМУ дросселируется, при этом лопасти ВВ поз. 5 синхронно наматываются на барабаны поз. 6.

Применение предложенного технического решения наиболее целесообразно на беспилотных высотных самолетах дистанционного мониторинга поверхности Земли, региональной ретрансляции радио- и оптических сигналов (в т.ч. областях со сложным рельефом, полярных, др.), исследования верхних слоев атмосферы, ионосферы и магнитосферы и т.п., в т.ч. оперативно выводимых на маршевую высоту посредством СРС, совершающих длительный крейсерский полет в разреженных слоях атмосферы (т.н. концепция «аэродинамического спутника»).

1. Самолет, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, винтомоторную установку, включающую двигатель, трансмиссию и складывающиеся соосные воздушные винты (ВВ) противовращения, отличающийся тем, что лопасти ВВ выполнены в виде гибких лент с удлинением 4…200, корневые части которых закреплены на синхронно поворотных барабанах, а концевые части выполнены в виде центробежных грузов обтекаемой формы с жестко зафиксированными либо управляемыми аэродинамическими рулями, при этом мидель ВВ с намотанными на барабаны лопастями не превышает миделя фюзеляжа.

2. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что на ленте от ее концевой части и не менее чем на 25% общей длины лопасти закреплено упругое покрытие, выполненное в виде аэродинамического профиля.

3. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что ширина гибкой ленты вдоль размаха лопасти выполнена постоянной либо переменной.

4. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что на центробежные грузы дополнительно установлены блоки управления и приводы аэродинамических рулей.

5. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что синхронно поворотные барабаны выполнены с возможностью их синхронного разворота на угол до 90° включительно перпендикулярно плоскости вращения ВВ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к воздушным винтам. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области машиностроения. .

Изобретение относится к аппаратам вертикального взлета и посадки - вертолетам. .

Изобретение относится к авиастроению, в частности к узлам и деталям несущих винтов летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при проектировании летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, а также аэростатических аппаратов и аппаратов тяжелее воздуха, содержащих воздушные винты.
Наверх