Способ и устройство для повышения безопасности взлёта и посадки самолётов (варианты)



Способ и устройство для повышения безопасности взлёта и посадки самолётов (варианты)
Способ и устройство для повышения безопасности взлёта и посадки самолётов (варианты)

 


Владельцы патента RU 2617617:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Группа изобретений относится к авиации. Способ взлета и посадки самолетов, двигатели которых расположены на крыле или в поперечном направлении вблизи центра тяжести. При этом выходящие из двигателей газы поворачиваются на угол до 85 градусов вниз. Первый вариант устройства содержит двигатели, которые имеют общее сопло для первого и второго контуров. Каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из него газы на угол до 85 градусов вниз. Второй вариант устройства содержит двигатели, которые имеют раздельные сопла для первого и второго контуров. Каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из первого контура газы на угол до 85 градусов вниз, и имеет жалюзи, поворачивающие газы, выходящие из второго контура, на угол до 85 градусов вниз. Группа изобретений направлена на повышение безопасности. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиации, точнее - к самолетам с двумя или четырьмя двигателями на крыле.

Известно изобретение, в котором двигатели поворачиваются тягой вверх на угол 60-70 градусов, что при взлете и посадке дает возможность летчику почти сразу, не дожидаясь горизонтального разгона самолета, увеличить общую подъемную силу, см. мое изобретение пат. №2484279. Это позволит резко подняться, если летчик видит, что не дотягивает до взлетно-посадочной полосы (ВПП), или если летчик неожиданно видит впереди препятствие. Но поворот двигателей сопряжен с некоторыми, хотя и преодолимыми, техническими трудностями: надо снабдить двигатель достаточно мощным гидро- или электроприводом, а все коммуникации сделать гибкими.

Задача и технический результат изобретения - расширение арсенала технических средств.

То есть того же эффекта можно достичь, не поворачивая двигатель, а отклоняя струю выходящих из него газов. И здесь возможны два варианта: двигатель может иметь общее сопло для первого и второго контуров, а второй контур может иметь собственное кольцевое сопло в виде кольцевой насадки.

В любом из этих вариантов двигатели должны быть расположены в поперечном направлении вблизи центра тяжести. В данном случае «вблизи» означает, что плоскость векторов тяги максимально повернутых двигателей не должна пересекать продольную ось самолета на расстоянии, превышающем разницу между центром тяжести и аэродинамическим фокусом. Или можно сказать иначе - вектор суммарной тяги максимально повернутых двигателей не должен пересекать продольную ось самолета на расстоянии, большем упомянутой разницы. Если двигателей 4 или более, то берется вектор суммарной тяги всех двигателей в максимальном повернутом положении. Это условие понятно - если вектор тяги будет проходить слишком далеко от центра тяжести, возникнет положительный или отрицательный момент по тангажу, который не сможет быть парирован рулями высоты.

Так как этот режим работы двигателей используется в основном на посадке и в конечной фазе взлета, то при определении аэродинамического фокуса следует учитывать его сдвиг назад при выпуске закрылков.

ВАРИАНТ 1. Если сопло общее, то каждый двигатель имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из него газы на угол до 85 градусов вниз (в реальности не имеет смысла поворачивать газы более чем на 60-70 градусов).

ВАРИАНТ 2. Если двигатели имеют раздельные сопла для первого и второго контуров, то каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из первого контура газы на угол до 85 градусов вниз, и имеет жалюзи, поворачивающие газы, выходящие из второго контура, на угол до 85 градусов вниз.

Поворачивая жалюзи на выходе из второго контура, можно почти перекрыть проходное сечение кольцевой насадки. Чтобы этого не произошло, задний срез кольцевой насадки второго контура должен быть скошен вниз-вперед (то есть в нижней части кромка среза ближе к носу, а в верхней части кромка среза ближе к хвосту, как фрагментарно показано на фиг. 1).

На фиг. 1 показан самолет по первому варианту. Самолет 1 имеет на крыльях 2 в районе центра тяжести два двигателя 3. Двигатели имеют в задней части два подвижных щитка 4, отклоняющие газы вниз на угол до 65 градусов. При этом теряется половина тяги «вперед», см. фиг. 2, но оставшейся половины вполне достаточно для продолжения полета и даже для набора высоты. Зато появляется тяга «вверх», составляющая 87% от тяги двигателя. А можно и больше.

Распределение тяги «вверх» и «вперед» не в точности соответствует синусу и косинусу тяги, так как забор воздуха двигатель продолжает осуществлять продольно своему положению, близкому к продольному (напомню, согласно пат. №2490169 постоянное положение двигателей должно быть чуть вверх на угол 5-7 градусов).

Самолет по второму варианту очень похож на самолет на фиг. 1, но отходящие из первого и второго контуров газы образуют два вектора, различных и по величине, и по точке приложения. Для расчета соответствия центру тяжести надо брать их усредненный вектор.

Работают способ и самолет так: при посадке летчик поворачивает щитки и жалюзи так, чтобы вектор тяги оставлял около 45 градусов к продольной оси самолета. Тогда тяга вперед и вверх будет 71% от тяги двигателей. Это позволит ему оперативно управлять и горизонтальной скоростью, и вертикальной.

1. Способ для повышения безопасности взлета и посадки самолетов, двигатели которых расположены на крыле или в поперечном направлении вблизи центра тяжести, отличающийся тем, что выходящие из двигателей газы поворачиваются на угол до 85 градусов вниз.

2. Устройство для осуществления способа по п. 1, содержащее двигатели, причем двигатели имеют общее сопло для первого и второго контуров и каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из него газы на угол до 85 градусов вниз.

3. Устройство для осуществления способа по п. 1, содержащее двигатели, причем двигатели имеют раздельные сопла для первого и второго контуров и каждый из двигателей имеет в задней части подвижный щиток/щитки, поворачивающие выходящие из первого контура газы на угол до 85 градусов вниз, и имеет жалюзи, поворачивающие газы, выходящие из второго контура, на угол до 85 градусов вниз.

4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что задний срез кольцевой насадки второго контура должен быть скошен вниз-вперед.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33).

Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. .

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит корпус, двигательную установку, включающую закрепленные вокруг корпуса в продольном направлении реактивные сопла, и интерцепторы, каждый из которых установлен на периферии соответствующего реактивного сопла за его срезом на поворотной оси, сообщенной с реверсным приводом.

Устройство для управления самолетом, состоящее из задатчика крена, сигнал с которого поступает на сумматоры, на которые также поступает общий сигнал от системы управления вектором тяги, а сигналы с этих сумматоров усиливаются усилителями, с входов которых поступают на исполнительные механизмы сопел.

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для защиты реактивных авиационных двигателей, находящихся в работе, от попадания внутрь них птиц во время движения самолета.

Изобретение относится к области авиации. .
Наверх