Самолет вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) содержит два турбореактивных двигателя (ТРД), устройства для отвода газа от ТРД, корпус-крыло, в котором размещено полое кольцо, лежащее в плоскости корпуса-крыла, размещенный над ним эжектор дугообразной формы, плавно входящий сверху в полое кольцо. Сопла эжектора соединены с устройствами для отвода газа от ТРД. С внешней стороны полого кольца по касательным к нему присоединены рукава для отвода газа, которые отбирают вращающийся газовоздушный поток из полого кольца, разбивают его на прямоугольные струи и направляют их под корпус-крыло в цилиндрическую выемку в нижней части корпуса-крыла (в полость плоского диффузора), образуемую при втягивании нижней крышки в корпус-крыло. Эти струи идут параллельно поверхности нижней крышки, радиально к вертикальной оси цилиндрической выемки и равномерно со всех сторон. Обеспечивается возможность создания на режимах вертикального взлета, посадки и висения низкоскоростной вертикальной газовоздушной струи. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для создания самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), создающих при вертикальных взлете, посадке или в режиме висения широкую низкоскоростную вертикальную газовоздушную струю, приближающуюся по параметрам к вертикальной воздушной струе, создаваемой несущим винтом вертолета в тех же режимах. Поэтому такие СВВП могут использоваться, например, вместо вертолета для спасательных операций, эвакуации людей с помощью веревочной лестницы в режиме висения (вертикальная струя неопасна для человека на земле), и т.п., с учетом того, что дальность и скорость полета СВВП значительно превышает вертолетные.

Известен летательный аппарат (ЛА) [RU 29705 U1, опубликовано 27.05.2003], имеющий надувное крыло, состоящее из нескольких несущих элементов. К краям каждого несущего элемента подводится сжатый газ, который вытекает из отверстий так, что формируются направленные вдоль несущей поверхности несущего элемента встречные потоки газа. Недостатком такого ЛА является то, что ему требуется слишком мощный двигатель из-за неэффективного способа создания подъемной силы. Причиной этого является то, что газ вытекает из дискретных отверстий, плюс несущие элементы имеют форму прямоугольников или трапеций.

Известен СВВП с эжекторным усилителем тяги (ЭУТ) фирмы Локхид VZ-10 «Хаммингберд» [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротков B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980. С. 8]. Его ЭУТ был расположен в центральной части фюзеляжа. СВВП был оборудован двумя ТРД-газогенераторами и имел взлетную тяговооруженность μвзл=1,07. Недостатками этого СВВП являлись большой объем, занимаемый ЭУТ внутри фюзеляжа, и большие гидравлические потери в системе распределения газа в ЭУТ. Кроме того, такой СВВП в режимах вертикального взлета-посадки (ВВП) и висения создает гораздо более скоростную (и горячую) вертикальную газовоздушную струю по сравнению с вертолетом. СВВП такой схемы можно принять за прототип заявляемого СВВП.

Технический результат направлен на создание СВВП, создающего в режимах вертикального взлета-посадки и висения широкую низкоскоростную вертикальную газовоздушную струю, приближающуюся по параметрам к вертикальной воздушной струе вертолета. Основная идея заключается в том, что подъемная сила в этих режимах создается в результате реактивного отталкивания СВВП от широкой низкоскоростной вертикальной газовоздушной струи, создаваемой плоским диффузором (см. ниже); в режиме горизонтального полета (самолетном режиме) подъемная сила создается как у обычного самолета на крыльях или/и на корпусе-крыле.

Технический результат достигается тем, что в отличие от известного технического решения, СВВП содержит корпус-крыло, в котором размещаются полое кольцо, лежащее в плоскости корпуса-крыла, размещенный над ним эжектор дугообразной формы, плавно входящий сверху в полое кольцо; сопло(сопла) эжектора соединено(ы) с устройствами для отвода газа от ТРД; с внешней стороны полого кольца к нему по касательным присоединены рукава для отвода газа, концевые части рукавов для отвода газа выведены под корпус-крыло так, что из их торцов составлена боковая поверхность глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла, которое закрывается снизу нижней крышкой, имеющей возможность втягивания внутрь этого отверстия; продольные оси всех концевых частей рукавов для отвода газа расположены по радиусам глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла, рукава для отвода газа имеют прямоугольное сечение; с внутренней стороны полого кольца к нему присоединены входные трубы полого кольца, соединенные с распределительным устройством, к которому также присоединено входное устройство пассивного потока эжектора, распределительное устройство соединено с выдвижным воздухозаборником, состоящим из верхней поверхности корпуса-крыла и крышки воздухозаборника при выдвижении последней вверх из корпуса-крыла, крышка воздухозаборника выполнена с возможностью вертикального поступательного перемещения; по краям верхней и нижней частей корпуса-крыла расположены сопла ориентации, направленные соответственно вверх и вниз, сопла ориентации соединены с трубами для подачи сжатого воздуха от компрессоров ТРД, эти трубы имеют краны, позволяющие регулировать подачу сжатого воздуха.

СВВП может иметь три стойки шасси, расположенные между краем глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла и краем корпуса-крыла, стойки шасси имеют возможность втягивания внутрь корпуса-крыла, колесная пара передней стойки шасси, являющаяся рулевой, выполнена с возможностью поворота относительно своей вертикальной оси, колесные пары задних стоек шасси выполнены с возможностью поворота относительно своих вертикальных осей для осуществления возможности втягивания внутрь корпуса-крыла.

СВВП может дополнительно содержать пороховой(ые) ускоритель(и) и/или пороховые двигатели мягкой посадки.

На фиг. 1 показаны разрезы А-А и Б-Б СВВП.

1 - корпус-крыло; 2 - ТРД; 3 - устройство для отвода газа от ТРД; 4 - клапан переключения; 5 - сопло активного потока эжектора; 6 - камера смешения эжектора; 7 - полое кольцо; 8 - рукав для отвода газа; 9 - концевая часть (сопло) рукава для отвода газа; 10 - входное устройство пассивного потока; 11 - труба пассивного потока; 12 - распределительное устройство; 13 - входная труба полого кольца; 14 - кольцевой дугообразный зазор (между крышкой воздухозаборника и верхней центральной частью корпуса-крыла); 15 - щель воздухозаборника (между крышкой воздухозаборника и поверхностью корпуса-крыла); 16 - крышка воздухозаборника; 17 - устройство для перемещения крышки воздухозаборника; 18 - глухое цилиндрическое отверстие в нижней части корпуса-крыла (полость плоского диффузора); 19 - нижняя крышка (крышка плоского диффузора); 20 - устройство для перемещения нижней крышки; 21 - нижнее сопло ориентации; 22 - верхнее сопло ориентации; 23 - труба для подачи сжатого воздуха; 24 - передняя стойка шасси; 25 - полость для втягивания передней стойки шасси; 26 - задняя стойка шасси; 27 - полость для втягивания задней стойки шасси; 28 - рабочее положение колесной пары задней стойки шасси; 29 - положение колесной пары перед втягиванием задней стойки шасси; 30 - выдвижная направляющая поверхность.

Корпус-крыло 1 содержит два ТРД 2, к каждому из которых присоединено устройство для отвода газа 3, в которое можно перенаправить газовый поток от ТРД с помощью клапана переключения 4. Два устройства для отвода газа соединяются и заканчиваются соплом(соплами) 5 активного потока эжектора. Эжектор может быть любого вида [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротков B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980], но его камера смешения 6 из соображений компактности выполняется дугообразной формы и размещается над полым кольцом 7. Камера смешения 6 плавно соединяется с полым кольцом 7. С внешней стороны полого кольца к нему по касательным присоединены рукава 8 для отвода газа, которые расположены равномерно вдоль всей окружности полого кольца (на фиг. 1 сечение Б-Б показаны только три рукава для отвода газа). Рукава для отвода газа имеют прямоугольное сечение и заканчиваются концевыми частями (соплами) 9. Входное устройство 10 пассивного потока эжектора соединяется с помощью трубы 11 пассивного потока с распределительным устройством 12. Входные трубы 13 полого кольца соединяют полое кольцо 7 и распределительное устройство 12. Воздухозаборник расположен в верхней части корпуса-крыла 1 и состоит из крышки 16 воздухозаборника, верхней части корпуса-крыла 1 и устройств 17 для перемещения крышки воздухозаборника. Между крышкой 16 воздухозаборника и корпусом-крылом 1 образуется щель 15 воздухозаборника. В самолетном режиме крышка 16 воздухозаборника прижата к корпусу-крылу 1 и является частью выпуклой обтекаемой верхней части корпуса-крыла. В режимах ВВП и висения крышка 16 воздухозаборника выдвигается вверх с помощью устройств 17 для перемещения крышки воздухозаборника. Таким образом, воздухозаборник открыт (создается) только в режимах ВВП и висения. Воздухозаборники ТРД открыты всегда, как у обычного самолета. При выдвинутой крышке 16 воздухозаборника между ней и верхней частью корпуса-крыла образуется кольцевой дугообразный зазор 14. В нижней части корпуса-крыла расположено глухое цилиндрическое отверстие 18. Его глубина равна высоте торцов концевых частей (сопл) 9 рукавов для отвода газа, а его диаметр выбирается максимально большим, на сколько это возможно конструктивно для конкретного СВВП. Площадь основания глухого цилиндрического отверстия больше или равна площади его боковой поверхности. Его боковая поверхность образована торцами концевых частей (сопл) 9 рукавов для отвода газа. Глухое цилиндрическое отверстие закрывается снизу нижней крышкой 19. В самолетном режиме внешняя поверхность нижней крышки 19 является продолжением внешней поверхности нижней части корпуса-крыла (показана пунктиром на фиг. 1, сечение А-А), т.е. нижняя крышка 19 является частью обтекаемой нижней поверхности корпуса-крыла. В режимах ВВП и висения нижняя крышка 19 втягивается внутрь корпуса-крыла на глубину, равную высоте торцов концевых частей (сопл) 9 рукавов для отвода газа (как и показано на фиг. 1, сечение А-А), с помощью устройств 20 для перемещения нижней крышки. Глухое цилиндрическое отверстие 18 при втянутой нижней крышке 19 образует полость плоского диффузора. Концевые части (сопла) 9 рукавов для отвода газа вместе с втянутой до упора внутрь корпуса-крыла нижней крышкой 19 по форме подобны рабочему колесу центробежного вентилятора с прямыми лопатками и являются главной частью плоского диффузора. Между границей глухого цилиндрического отверстия 18 в нижней части корпуса-крыла и краями корпуса-крыла расположены нижние сопла ориентации 21. В случае линзообразной формы корпуса-крыла (фиг. 1) они расположены равномерно вдоль окружности. Их количество не менее трех, но оптимальное количество - 6 или 8. Над ними, возможно с небольшим смещением вдоль продолжения радиуса глухого цилиндрического отверстия 18, на верхней поверхности корпуса-крыла располагаются верхние сопла ориентации 22 в количестве равном количеству нижних сопл ориентации 21. Нижние и верхние сопла ориентации 21 и 22 питаются сжатым воздухом от компрессоров ТРД через трубы 23 для подачи сжатого воздуха. Расход воздуха через каждое сопло ориентации регулируется своим краном, управляемым дистанционно экипажем СВВП. Краны располагаются после развилки каждой трубы 23 для подачи сжатого воздуха (на фиг. 1 не показаны). Левые пары сопл 21 и 22 питаются от левого ТРД, правые пары сопл 21 и 22 питаются от правого ТРД. На случай отказа одного из ТРД имеется труба, связывающая левые и правые трубы 23 для подачи сжатого воздуха (на фиг. 1 не показана). Передняя стойка шасси 24 и задние стойки шасси 26 расположены между границей глухого цилиндрического отверстия 18 в нижней часта корпуса-крыла и краем корпуса-крыла. Передняя стойка шасси 24 и задние стойки шасси 26 имеют возможность втягиваться внутрь корпуса-крыла - соответственно в полость 25 для втягивания передней стойки шасси и в полости 27 для втягивания задних стоек шасси. Колесная пара передней стойки шасси является рулевой и может поворачиваться относительно своей вертикальной оси. При втягивании передней стойки шасси 24 в полость 25 для втягивания передней стойки шасси колесная пара располагается прямо, без поворота. При втягивании каждой задней стойки шасси 26 в полость 27 для втягивания задней стойки шасси колесная пара поворачивается относительно своей вертикальной оси от рабочего положения 28 колесной пары задней стойки шасси до положения 29 колесной пары перед втягиванием задней стойки шасси. Описанное устройство шасси предназначено для СВВП линзообразной формы. Если форма корпуса-крыла другая, то шасси может убираться как на обычном самолете. Выдвижные направляющие поверхности 30 могут выдвигаться из корпуса-крыла на необходимую высоту. Кроме описанных элементов корпус-крыло может иметь механизацию, хвостовое оперение, а также сопла ориентации, позволяющие поворачивать СВВП относительно его вертикальной оси симметрии.

Принцип создания подъемной силы. В самолетном режиме подъемная сила создается на корпусе-крыле как на крыле обычного самолета. За счет реактивной тяги, действующей на нижних 21 и верхних 22 соплах ориентации положение корпуса-крыла наклоняется так, чтобы создавался нужный угол атаки. В результате разность давлений под корпусом-крылом и над ним создает подъемную силу. Если корпус-крыло имеет механизацию, хвостовое оперение, то необходимый угол атаки создается с их помощью. Следует заметить, что хвостовое оперение создает лишнее аэродинамическое сопротивление, которое у заявляемого СВВП итак повышено по сравнению с обычным самолетом из-за большой толщины крыла (корпуса-крыла). Поэтому лучше обходиться без него и вместо него использовать сопла ориентации или/и механизацию корпуса-крыла. При линзообразном корпусе-крыле без хвостового оперения СВВП будет максимально компактным, и поэтому будет иметь минимальное аэродинамическое сопротивление и минимальную массу конструкции. Кроме того, при линзообразной форме корпуса-крыла и отсутствии хвостового оперения (без механизации такого корпуса-крыла или с механизацией) СВВП сможет поворачивать без крена с малым радиусом кривизны траектории (см. ниже). Поэтому вполне возможно, что именно к такой форме корпуса-крыла приведет эволюция самолетов.

В режимах ВВП и висения подъемная сила создается в результате реактивного отталкивания СВВП от низкоскоростной газовоздушной струи большого диаметра, создаваемой плоским диффузором под корпусом-крылом.

Широкая низкоскоростная газовоздушная струя под корпусом-крылом создается следующим образом. Для перехода из самолетного режима в режим ВВП или висения СВВП снижает скорость, при этом с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации увеличивается угол атаки. Далее с помощью устройств 17 для перемещения крышки воздухозаборника выдвигается вверх крышка 16 воздухозаборника. Одновременно с помощью устройств 20 для перемещения нижней крышки втягивается внутрь корпуса-крыла нижняя крышка 19. После выдвижения крышки 16 воздухозаборника и втягивания нижней крышки 19, с помощью клапанов переключения 4 газовый поток, создаваемый обоими ТРД 2, направляется через устройства 3 для отвода газа от ТРД в сопло(а) 5 активного потока эжектора, откуда он попадает в камеру смешения 6 эжектора. Благодаря внутреннему трению и турбулентности в камере смешения 6 вокруг газовой струи создается разрежение [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротков B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980. С. 13-14]. Поэтому сюда начинает втягиваться воздух из пространства над корпусом-крылом через щель 15 воздухозаборника, кольцевой дугообразный зазор 14, распределительное устройство 12, трубу 11 пассивного потока и входное устройство 10 пассивного потока. В камере смешения 6 активный и пассивный потоки смешиваются, их параметры выравниваются. После этого смешанный газовоздушный поток плавно переходит в полое кольцо 7 и начинает в нем вращаться. Вращающийся газовоздушный поток непрерывно отводится из полого кольца 7 в рукава 8 для отвода газа. Вследствие этого при движении газовоздушного потока внутри полого кольца 7 площадь его поперечного сечения непрерывно уменьшается. В тоже время поперечное сечение полого кольца везде одинаково. В результате внутри полого кольца 7 с его внутренней стороны, т.е. со стороны, противоположной рукавам 8 для отвода газа, создается разрежение. Поэтому сюда будет всасываться воздух из пространства над корпусом-крылом через щель 15 воздухозаборника, кольцевой дугообразный зазор 14, распределительное устройство 12 и входные трубы 13 полого кольца. Кинетическая энергия газовоздушного потока и центробежная сила создают, таким образом, разрежение. Втянутый в полое кольцо воздух увлекается газовоздушным потоком как в эжекторе. Принцип создания разрежения такой же как у смерчевого нагнетателя [Калинушкин М.П. Насосы и вентиляторы: Учеб. пособие для вузов. - М.: Высш. шк., 1987. С. 12-13], есть сходство также с вихревым вакуумным насосом [Большая Советская энциклопедия. (В 30 томах). Т. 4. Гл. ред. А.М. Прохоров. 3-е изд. М.: Советская Энциклопедия, 1971. С. 247-248]. В результате масса движущегося газовоздушного потока увеличивается, а его скорость уменьшается. Газовоздушный поток, попавший в рукава 8 для отвода газа, направляется ими под корпус-крыло. Газовоздушные струи прямоугольного сечения выбрасываются из концевых частей (сопл) 9 рукавов для отвода газа в глухое цилиндрическое отверстие 18 в нижней части корпуса-крыла. При этом газовоздушные струи движутся параллельно нижней крышке 19 равномерно со всех сторон вдоль радиусов глухого цилиндрического отверстия 18 в нижней части корпуса-крыла и сходятся к вертикальной оси этого отверстия. При таком движении площадь поперечного сечения каждой газовоздушной струи равномерно уменьшается. При этом газовоздушная смесь сжимается. Прямоугольные на входе в глухое цилиндрическое отверстие 18 в нижней части корпуса-крыла струи приобретают в нем форму объемных круговых секторов. Так как снизу под каждой струей свободное пространство (сверху - нижняя крышка 19, с боков - другие струи), то газовоздушная смесь начинает непрерывно выдавливаться и расширяться вниз. В результате создается широкая, направленная вниз газовоздушная струя, минимальный диаметр которой равен диаметру глухого цилиндрического отверстия 18 в нижней части корпуса-крыла. По мере движения этой струи ее диаметр возрастает (наблюдается экспериментально). Под нижней крышкой 19 создается повышенное давление. По третьему закону Ньютона вертикальная газовоздушная струя и корпус-крыло отталкиваются друг от друга и создается реактивная подъемная сила, действующая на корпус-крыло и распределенная по нижней крышке 19. Так как газовый поток от ТРД сильно разбавляется атмосферным воздухом, а глухое цилиндрическое отверстие занимает большую часть площади нижней части корпуса-крыла, то вертикальная газовоздушная струя приближается к вертикальной воздушной струе, создаваемой несущим винтом вертолета, как по диаметру, так и по средней скорости, и температура ее гораздо ниже температуры газового потока на выходе из ТРД. При большом коэффициенте эжекции [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротков B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980. С. 13] температура широкой вертикальной газовоздушной струи может стать безопасной для человека. Распределение скоростей в широкой вертикальной газовоздушной струе почти равномерное, в отличие от несущей воздушной струи вертолета.

Диффузор обычного ЭУТ служит для повышения статического давления газовоздушной смеси до атмосферного [Там же, с. 11]. Роль диффузора у заявляемого СВВП выполняют следующие элементы: полое кольцо 7, рукава 8 для отвода газа, концевые части (сопла) 9 рукавов для отвода газа, глухое цилиндрическое отверстие 18 в нижней части корпуса-крыла (полость плоского диффузора) и нижняя крышка 19 (крышка плоского диффузора). Такой диффузор не обязательно должен быть идеально плоским - нижняя крышка может иметь выпуклую форму (как и показано на фиг. 1, сечение А-А). Преимущество плоского диффузора по сравнению с обычным в том, что при той же степени расширения потока он имеет гораздо меньшие размеры вдоль вертикали, и поэтому может легко поместиться в крыле (по крайней мере, в корпусе-крыле). Преимущество конструкции плоского диффузора с полым кольцом 7 от плоского диффузора с центробежным вентилятором, который тоже хорошо вписывается в крыло или корпус-крыло, в отсутствии вращающихся (твердых) частей и механической передачи от ТРД к рабочему колесу центробежного вентилятора. Заявляемый СВВП содержит только одни ТРД, как обычный самолет, а вертикальная газовоздушная струя создается благодаря особой структуре внутренних полостей корпуса-крыла без дополнительных вращающихся (твердых) элементов и без механической трансмиссии. При этом уменьшается масса аппарата, хотя и возрастает толщина крыла из-за наличия полого кольца и эжектора над ним. Использование специального (подъемного) двигателя, вращающего рабочее колесо центробежного вентилятора, также ухудшает характеристики СВВП.

Отталкиваться от широкой струи энергетически выгоднее чем от узкой, т.к. в режиме висения требуется меньшая мощность струи, а, значит, и мощность двигателя [Стасенко А.Л. Физика полета. - М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1988. С. 135-136, с. 30-31], [Чертов А.Г., Воробьев А.А. Задачник по физике: Учеб. пособие для студентов втузов. - 6-е изд., перераб. и доп. - М.: Интеграл-Пресс, 1997. Задача 2.66, с. 40, 508], что используется в вертолетах. Однако в случае заявляемого СВВП нужно еще учитывать гидравлические потери во внутренних полостях аппарата.

Эффект создания подъемной силы плоским диффузором легко наблюдается экспериментально, по крайней мере эффект не является слабым. Экспериментальная установка представляет собой легкий герметично закрытый сверху сосуд, в который по гибкой трубке нагнетается (или даже надувается) сжатый воздух. На дне сосуда установлен плоский диффузор, который по форме является фактически рабочим колесом центробежного вентилятора с прямыми лопатками. Диаметр этого рабочего колеса меньше диаметра сосуда. Рабочее колесо устанавливается сверху на отверстие в дне сосуда. Диаметр этого отверстия равен входному диаметру рабочего колеса. Такая установка позволяет наблюдать реактивную тягу, создаваемую плоским диффузором и расширение выходящей из него широкой воздушной струи.

Известно, что при повороте струи в трубе на стенки трубы со стороны струи действует сила, которую можно назвать реакцией струи (на струю действует «реакция опоры» со стороны трубы). Реакция струи возникает вследствие изменения импульса струи при ее повороте [Хайкин С.Э. Физические основы механики. М.: Наука, 1971. С. 531]. Реакция струи равна по модулю и по направлению центробежной силе инерции во вращающейся вместе со струей системе отсчета [Трофимова Т.И. Курс физики: учеб. пособие для вузов. - М.: Академия, 2007. С. 52-55]. Возникновение подъемной силы, действующей на нижнюю крышку 19, можно объяснить с этой точки зрения: газовоздушные струи под нижней крышкой 19 поворачивают вниз. Можно дать другое объяснение - также через изменение импульса, но без поворота [Стасенко А.Л. Физика полета. - М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1988. С. 64]. С этой точки зрения плоский диффузор подобен кольцевому (точнее круглому) крылу, на которое поток набегает радиально со всех сторон (рассматриваем нижнюю часть такого крыла).

Если же организовать поворот воздушного потока на входе в воздухозаборник, то есть захватывать воздух снизу через дугообразные каналы, то дополнительная подъемная сила не создается, т.к. притягивание аппарата к втягиваемому в него воздуху компенсируется ударом и поворотом этого воздуха во входном устройстве (в дугообразных каналах). На входе, таким образом, создать подъемную силу (тягу) невозможно, что подтверждается экспериментально (участок гибкой трубки с фиксированной в виде дуги формой не отклоняется при втягивании через гибкую трубку воздуха). Исключением является входное устройство пассивного потока эжектора (входной насадок). На выходе подъемная сила создается за счет реактивного отталкивания аппарата от газовоздушной струи.

Для расчета подъемной силы заявляемого СВВП можно использовать первое уравнение Эйлера [Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. В 2 ч. Ч. 1: Учеб. руководство: Для втузов. - 5-е изд., перераб. и доп. - М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1991. С. 38-45]. При этом процессы в полости плоского диффузора не имеют значения.

Для перехода из режима ВВП в самолетный режим СВВП после вертикального взлета начинает набирать горизонтальную скорость. Для этого с помощью клапанов переключения 4 направляют часть газового потока от ТРД в сопла самих ТРД, т.е. назад за аппарат. Долю отбрасываемого назад газового потока постепенно увеличивают. При этом с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации по мере роста горизонтальной скорости постепенно увеличивают угол атаки корпуса-крыла. Сразу устанавливать большой угол атаки нельзя, т.к. появится составляющая подъемной силы, создаваемой плоским диффузором, направленная назад и тормозящая разгон СВВП. Не смотря на то, что крышка 16 воздухозаборника выдвинута, на ней также будет создаваться подъемная сила при обтекании ее набегающим потоком вследствие ее выпуклой формы. По мере горизонтального разгона СВВП, таким образом, доля подъемной силы, создаваемой за счет обтекания корпуса-крыла набегающим потоком, будет расти, а доля подъемной силы, создаваемой за счет отталкивания от вертикальной газовоздушной струи, будет уменьшаться. Когда весь газовый поток от ТРД с помощью клапанов переключения 4 будет направлен назад, а не вниз, крышку 16 воздухозаборника притягивают вплотную к корпусу-крылу с помощью устройств 17 для перемещения крышки воздухозаборника; одновременно нижнюю крышку 19 полностью выдвигают из глухого цилиндрического отверстия 18 в нижней части корпуса-крыла с помощью устройств 20 для перемещения нижней крышки. В результате и верхняя и нижняя части корпуса-крыла становятся гладкими, обтекаемыми, и СВВП переходит в самолетный режим. При наличии аэродрома заявляемый СВВП может взлетать и садиться как обычный самолет.

Управление заявляемым СВВП в самолетном режиме осуществляется с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации, с помощью которых устанавливается нужный угол атаки, угол тангажа, угол крена. СВВП линзообразной формы без хвостового оперения (и механизации корпуса-крыла) может осуществлять поворот двумя способами. Первый способ - как у обычного самолета, т.е. с креном, когда поворот осуществляется за счет равнодействующей силы тяжести и подъемной силы. Эта равнодействующая направлена перпендикулярно скорости и вызывает искривление траектории, т.е. поворот. В связи с тем, что подъемная сила наклоняется, требуется ее увеличение для сохранения высоты полета и, соответственно, увеличение мощности двигателей. Для поворота корпуса-крыла в сопутствующей системе отсчета во время поворота один из ТРД должен работать на большей мощности, чем другой. Возможно использование специальных сопл ориентации, позволяющих поворачивать корпус-крыло относительно вертикальной оси СВВП, а также использование выдвижных направляющих поверхностей 30. Если СВВП имеет хвостовое оперение и механизацию корпуса-крыла, то поворот осуществляется как у обычного самолета. У СВВП линзообразной формы без хвостового оперения (и механизации корпуса-крыла) возможен второй способ поворота - без крена. При этом СВВП в полете поворачивается относительно своей вертикальной оси на 90° - так, чтобы вектор тяги двигателей стал перпендикулярным вектору скорости. При этом с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации поддерживается необходимый угол атаки в направлении набегающего потока. При таком способе поворота СВВП летит боком, а в качестве поворачивающей силы используется не равнодействующая силы тяжести и подъемной силы, а тяга двигателей. Поворот корпуса-крыла в сопутствующей системе отсчета осуществляется также как при первом способе поворота. Следует заметить, что при втором способе поворота СВВП теряет скорость, т.к. тяга двигателей не компенсирует силу аэродинамического сопротивления. Поэтому для сохранения высоты полета нужно постепенно увеличивать угол атаки. Предполагается, что взлетная тяговооруженность заявляемого СВВП близка к единице. Поэтому радиус поворота СВВП при втором способе поворота будет заметно меньше, чем при первом способе. Однако СВВП при втором способе поворота теряет скорость, возрастает перегрузка (в спину пилотам и пассажирам), кроме того, затрудняется захват воздуха воздухозаборниками двигателей, т.к. встречный поток превращается в поперечный (захват воздуха можно увеличить с помощью выдвижных воздухозаборников).

СВВП линзообразной формы кроме резкого поворота может резко уменьшать скорость, останавливаться и затем набирать скорость в противоположном начальному направлении (или вообще в любом направлении). Для этого за счет разности тяги двигателей или за счет специальных сопл, поворачивающих корпус-крыло относительно вертикальной оси, или за счет выдвижных направляющих поверхностей 30 СВВП в полете разворачивается задом наперед. При этом тяга двигателей меняет свое направление на 180°, и СВВП начинает быстро тормозиться. Для сохранения высоты полета с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации угол атаки в направлении набегающего потока увеличивают. Если есть запас высоты, то после остановки СВВП начнет разгоняться в противоположном начальному направлении, при этом угол атаки нужно установить в соответствии с новым направлением набегающего потока и уменьшать его по мере набора скорости. При таком маневре СВВП теряет высоту в тот отрезок времени, когда его скорость будет мала или равна нулю. Если нужно осуществить описанный маневр без потери высоты, то в упомянутый отрезок времени нужно переходить из самолетного режима в режим висения, как было описано выше, т.е. создавать вертикальную газовоздушную струю. Следует учитывать, что при торможении СВВП при наличии угла атаки возникает составляющая силы тяги двигателей, направленная вниз.

Управление СВВП в режимах ВВП и висения осуществляется с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации. При перемещении внутри СВВП пассажиров или при несимметричной загрузке полезных грузов центр масс СВВП смещается от вертикальной оси аппарата, вдоль которой действует подъемная сила. Возникающий опрокидывающий момент компенсируют реактивным моментом, создаваемым в любой плоскости, проходящей через вертикальную ось аппарата, с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации. В режимах ВВП и висения в полом кольце 7 быстро вращается газовоздушная смесь. Поэтому при появлении опрокидывающего момента возникнет прецессия. С прецессией можно бороться с помощью все тех же нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации, включая те сопла, которые создадут компенсирующий реактивный момент, лежащий в плоскости, в которой действует возникший гироскопический момент.

Путем усложнения конструкции и увеличения гидравлических потерь можно осуществить еще один способ управления заявляемым СВВП в режимах ВВП и висения. Для этого в полость плоского диффузора нужно установить неподвижную крыльчатку диаметром равным диаметру полости плоского диффузора. У крыльчатки должны быть прямые лопасти, идущие в вертикальных радиальных плоскостях от краев полости плоского диффузора до оси этой полости (до самой оси лопасти могут не доходить). Ось симметрии крыльчатки совпадает с осью полости плоского диффузора. Нижнюю крышку 19 тогда придется заменить на несколько одинаковых «крышек» в форме круговых секторов с возможностью их перемещения вверх-вниз (как у самой нижней крышки 19). Тогда, если на входе рукавов 8 для отвода газа установить входное устройство с изменяемым углом входа потока из полого кольца 7 в рукава 8 для отвода газа, то можно регулировать силу струй в полости плоского диффузора по разным направлениям относительно ее оси, и, тем самым, можно изменять положение вектора суммарной подъемной силы, возникающей на плоском диффузоре. Так можно компенсировать опрокидывающие моменты. Кроме того, наличие крыльчатки ослабляет требование слабой турбулентности струй в полости плоского диффузора, которое должно выполняться для его устойчивой работы. Если на нижних краях лопастей крыльчатки разместить «элероны», то, отклоняя их, можно закручивать в нужную сторону вертикальную газовоздушную струю, выходящую из полости плоского диффузора, и, тем самым, можно поворачивать корпус СВВП относительно его вертикальной оси. Такой способ управления СВВП в режимах ВВП и висения позволяет обойтись без использования сопл ориентации 21 и 22.

В отличие от вертолета у заявляемого СВВП в режимах ВВП и висения не нужно компенсировать вращающий момент относительно вертикальной оси аппарата, т.к. реактивный момент относительно этой оси, возникающий при истечении газа из сопла(ел) 5 активного потока эжектора, полностью компенсируется моментом относительно той же оси сил реакции струй в рукавах 8 для отвода газа и моментом относительно той же оси сил трения газовоздушного потока в камере смешения 6 эжектора и в полом кольце 7. В рукавах 8 для отвода газа газовоздушные струи в итоге изменяют свое направление на 90°, передавая весь свой начальный импульс корпусу СВВП через эти рукава.

Реактивная сила, действующая на сопло(а) 5 активного потока эжектора равна

F=μυ,

где μ=ρυS - массовый расход газа плотностью ρ, вытекающего из сопла(ел) площадью S со скоростью υ. Как можно заключить из [Хайкин С.Э. Физические основы механики. М.: Наука, 1971. С. 531], модуль проекции силы реакции струи на ее начальную скорость совпадает с этой силой: . Приведенный там рис. 308 является, по сути, упрощенной моделью газовоздушного потока в рукавах 8 для отвода газа. Таким образом, реактивный вращающий момент компенсируется силами реакции струй. Другое объяснение: т.к. в итоге ТРД направляют импульс (газовоздушный поток) равномерно со всех сторон к центру окружности, то реактивный вращающий момент не возникает (далее в полости плоского диффузора все эти струи отклоняются вниз, поэтому возникает реактивная подъемная сила).

Рассмотрим полет заявляемого СВВП в некоторых аварийных ситуациях.

Отказ одного ТРД в самолетном режиме. В этом случае возникает поворачивающий момент. Для его компенсации у сопла работающего ТРД из корпуса-крыла выдвигается выдвижная направляющая поверхность 30. Высота ее выдвижения зависит от мощности двигателя в конкретный момент времени. Кроме того, изменяя эту высоту можно изменять направление полета СВВП. При выдвижении выдвижной направляющей поверхности 30 часть газового потока, выходящего из работающего ТРД, отклоняется вбок, и на ней возникает аэродинамическая сила, компенсирующая поворачивающий момент. Выдвижные направляющие поверхности 30 необходимы только у СВВП без хвостового оперения. Если у СВВП есть руль направления, то поворачивающий момент компенсируется с его помощью как на обычном самолете. У СВВП линзообразной формы выдвижные направляющие поверхности 30 можно использовать и в обычном (не аварийном) режиме полета - с их помощью можно осуществлять повороты, поддерживать направление полета. Преимущество выдвижных направляющих поверхностей 30 по сравнению с традиционным рулем направления в их компактности.

Отказ двух ТРД в самолетном режиме. В этом случае СВВП превращается в планер. Если СВВП имеет хвостовое оперение и механизацию корпуса-крыла, то управление СВВП осуществляется как у обычного планера. У линзообразного СВВП без хвостового оперения и без механизации корпуса-крыла управление планером возможно в случаях, если предусмотрен специальный компрессор и источник энергии для его работы в течение времени планирования, или если предусмотрен специальный баллон со сжатым газом (баллон может пополняться сжатым газом с помощью пирогазогенераторов). В этих случаях управление планером (установка угла атаки корпуса-крыла, угла планирования, угла крена при поворотах) осуществляется с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации, т.е. также как и в самолетном режиме. Для управления направлением полета планера (поворота корпуса-крыла в сопутствующей системе координат) нужно предусмотреть специальные сопла ориентации, с помощью которых можно поворачивать корпус-крыло относительно вертикальной оси СВВП, или нужно предусмотреть выдвижной(ые) или надувной(ые) руль(и) направления. Если у линзообразного СВВП без хвостового оперения есть механизация корпуса-крыла, то ей можно пользоваться в режиме планера также как и в самолетном режиме (только в режимах ВВП и висения при малых скоростях относительно воздуха механизация бесполезна и управление СВВП осуществляется с помощью нижних 21 и верхних 22 сопл ориентации). Один из возможных вариантов механизации линзообразного корпуса-крыла описан в [US 4014483 А1, опубл. 29.03.1977]. Возможен также вариант СВВП, у которого корпус-крыло линзообразное, но с небольшими крыльями по бокам для улучшения аэродинамического управления.

Отказ одного ТРД в режимах ВВП или висения. В этом случае перекрывают соответствующее устройство 3 для отвода газа от ТРД (соответствующий клапан можно разместить в месте соединения обоих устройств 3 для отвода газа от ТРД или в каждом таком устройстве; можно также использовать соответствующий клапан переключения 4). Далее сажают СВВП вертикально на одном ТРД (полужесткая посадка) или переводят СВВП в самолетный режим и сажают его по-самолетному в подходящем для посадки месте (при чрезвычайных обстоятельствах на одном двигателе можно лететь до ближайшего аэродрома). При переводе СВВП по п. 3 формулы в самолетный режим в этом случае возможно использование порохового(ых) ускорителя(ей) для быстрого набора горизонтальной скорости.

Отказ двух ТРД в режимах ВВП или висения. В этих режимах горизонтальная скорость СВВП относительно воздуха мала или равна нулю. Поэтому для перехода СВВП по п. 3 формулы в режим планера ему сообщают с помощью порохового(ых) ускорителя(ей) скорость планирования с небольшим углом к горизонтальной плоскости (этот угол зависит от аэродинамического качества корпуса-крыла). После разгона устанавливается необходимый угол атаки корпуса-крыла в соответствии с полярой [Стасенко А.Л. Физика полета. - М: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1988. С. 20-22]. Далее СВВП сажают в режиме планера. При невозможности перехода в режим планера или при отказе экипажа переходить в режим планера (например, из-за невозможности посадки в таком режиме) СВВП сажают в «режиме парашюта», т.е. вертикально, используя корпус-крыло как парашют (жесткая посадка). Для смягчения жесткой посадки вблизи поверхности земли включают пороховые двигатели мягкой посадки (подобные используемым на космических спускаемых аппаратах или при десантировании техники). Пороховые двигатели мягкой посадки можно использовать и для смягчения полужесткой посадки.

Недостатком заявляемого СВВП является большая высота корпуса-крыла, что связано с наличием внутренних полостей внутри него. Эти полости необходимы для осуществления ВВП и висения. Большая высота корпуса-крыла увеличивает сопротивление воздуха. Наличие в каждом ТРД клапанов переключения увеличивает гидравлические потери. Часть энергии двигателей тратится на управление СВВП с помощью сопл ориентации, причем, если у СВВП отсутствует механизация корпуса-крыла, то эти потери будут и в основном режиме - самолетном. Вследствие этих недостатков заявляемый СВВП будет проигрывать обычному самолету в скорости, дальности полета, экономичности. Экономичность заявляемого СВВП в режимах ВВП и висения меньше, чем у вертолета, что связано с меньшим диаметром вертикальной несущей струи (но, правда, поле скоростей почти равномерное) и с гидравлическими потерями во внутренних полостях аппарата и в полости плоского диффузора.

Меры для компенсации недостатков. Высоту корпуса-крыла можно уменьшить, если использовать полое кольцо и эжектор с прямоугольными или с овальными поперечными сечениями. Экономичность СВВП в режимах ВВП и висения меньше, чем у вертолета, однако эти режимы являются для СВВП неосновными, т.к. взлет и посадка занимают малое время по сравнению с полным временем полета. При наличии аэродромов СВВП может взлетать и садиться как обычный самолет, что более экономично по сравнению с вертикальным взлетом и посадкой. Для уменьшения расхода топлива в режиме вертикального взлета можно начинать переходить в самолетный режим на малой высоте. При посадке можно переходить в режим вертикальной посадки также на малой высоте. Гидравлические потери во внутренних полостях аппарата можно уменьшить, применяя другие компоновки СВВП, например, располагая полое кольцо над эжектором и отказываясь от верхнего С-образного пути захватываемого воздуха (под крышкой 16 воздухозаборника); при этом также появляется возможность освободить верхнюю центральную часть корпуса-крыла под отсек для пассажиров и грузов.

Преимущества заявляемого СВВП. Вертикальный взлет и посадка с созданием широкой низкоскоростной вертикальной газовоздушной струи, неопасной для человека. Отсюда возможность осуществления спасательных операций, на которые способен только вертолет. При этом, в отличие от вертолета, СВВП обладает большой скоростью (может быть даже, в принципе, сверхзвуковой) и большой дальностью полета (почти как у самолета). Экономичность заявляемого СВВП в режимах ВВП и висения может быть больше чем у существующих СВВП из-за большего диаметра вертикальной газовоздушной струи [Стасенко А.Л. Физика полета. - М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1988. С. 135-136, с. 30-31], [Чертов А.Г., Воробьев А.А. Задачник по физике: Учеб. пособие для студентов втузов. - 6-е изд., перераб. и доп. - М.: Интеграл-Пресс, 1997. Задача 2.66, с. 40, 508] и большой присоединенной массы окружающего воздуха [Ененков В.Г., Клячкин А.Л., Коротков B.C., Супрун В.М. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980. С. 6]. Плоский диффузор заявляемого СВВП создает почти равномерное распределение скоростей в вертикальной несущей струе. Кроме того, заявляемый СВВП не имеет никаких дополнительных (подъемных) двигателей. Аэродромное покрытие не повреждается раскаленными газовыми струями из ТРД [Там же, с. 29]. Заявляемый СВВП возможно использовать в городе, т.к. для взлета и посадки ему требуется лишь небольшая площадка, а вертикальная несущая струя неопасна для людей. СВВП линзообразной формы в самолетном режиме обладает большей маневренностью, чем самолет (может совершать резкие повороты и остановки с изменением направления полета в любую сторону), а в режимах ВВП и висения - такой же маневренностью как и вертолет. Если обеспечить герметичность внутренних полостей корпуса-крыла, то благодаря им СВВП будет обладать плавучестью в случае аварийной посадки на воду, а также взлетать с поверхности воды или из-под воды. В принципе, внутренние полости корпуса-крыла можно использовать как балластные баки подводного аппарата, т.е. СВВП, в принципе, может не только летать в атмосфере, но и плавать под водой. СВВП заявляемой конструкции является более безопасным ЛА, чем вертолет, т.к. при отказе обоих двигателей он превращается в планер (в крайнем случае - в «парашют»). Использование полого кольца и плоского диффузора позволяет также создать ЛА вертолетного типа (т.е. не имеющий возможности переходить в самолетный режим, и потому менее эффективный), подобный показанному в фильме «Гостья из будущего», или ЛА, подобный показанному в фильме «Пятый элемент».

1. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП), содержащий два турбореактивных двигателя (ТРД), эжекторный усилитель тяги, устройства для отвода газа от ТРД, отличающийся тем, что содержит корпус-крыло, в котором размещено полое кольцо, лежащее в плоскости корпуса-крыла, размещенный над ним эжектор дугообразной формы, плавно входящий сверху в полое кольцо; сопло (сопла) эжектора соединено(ы) с устройствами для отвода газа от ТРД; с внешней стороны полого кольца к нему по касательным присоединены рукава для отвода газа, концевые части рукавов для отвода газа выведены под корпус-крыло так, что из их торцов составлена боковая поверхность глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла, которое закрывается снизу нижней крышкой, имеющей возможность втягивания внутрь этого отверстия; продольные оси всех концевых частей рукавов для отвода газа расположены по радиусам глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла, рукава для отвода газа имеют прямоугольное сечение; с внутренней стороны полого кольца к нему присоединены входные трубы полого кольца, соединенные с распределительным устройством, к которому также присоединено входное устройство пассивного потока эжектора, распределительное устройство соединено с выдвижным воздухозаборником, состоящим из верхней поверхности корпуса-крыла и крышки воздухозаборника при выдвижении последней вверх из корпуса-крыла, крышка воздухозаборника выполнена с возможностью вертикального поступательного перемещения, а также с возможностью перекоса относительно верхней поверхности корпуса-крыла; по краям верхней и нижней частей корпуса-крыла расположены сопла ориентации, направленные соответственно вверх и вниз, сопла ориентации соединены с трубами для подачи сжатого воздуха от компрессоров ТРД, эти трубы имеют краны, позволяющие регулировать подачу воздуха.

2. СВВП по п. 1, отличающийся тем, что имеет три стойки шасси, расположенные между краем глухого цилиндрического отверстия в нижней части корпуса-крыла и краем корпуса-крыла, стойки шасси имеют возможность втягивания внутрь корпуса-крыла, колесная пара передней стойки шасси, являющаяся рулевой, выполнена с возможностью поворота относительно своей вертикальной оси, колесные пары задних стоек шасси выполнены с возможностью поворота относительно своих вертикальных осей для осуществления возможности втягивания внутрь корпуса-крыла.

3. СВВП по п. 1 или 2, отличающийся тем, что содержит дугообразные каналы для захвата воздуха снизу, входные отверстия которых расположены по краям нижней части корпуса-крыла, а другие концы которых соединены с распределительным устройством; дугообразные каналы содержат заслонки, позволяющие регулировать подачу воздуха.

4. СВВП по п. 1, или 2, или 3, отличающийся тем, что содержит пороховой(ые) ускоритель(и) и/или пороховые двигатели мягкой посадки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям самолетов вертикального взлета посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) имеет крыло, фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель, оснащенный поворотными соплами.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем, обеспечивающих взлет самолетов. Система для осуществления вертикального взлета реактивного самолета, содержащего фюзеляж с крыльями, шасси, один или несколько воздушно-реактивных двигателей, включает в себя блоки ускорителей и устройство обеспечения устойчивости самолета при взлете.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств снижения скорости полета. Летательный аппарат состоит из корпуса, жестко связанного с двигателем, имеющим жесткую связь с первым выхлопным соплом позади двигателя, а корпус также жестко связан с блоком управления камерой сгорания, гидравлически связанным с этой камерой, размещенной ниже и имеющей жесткую связь со вторым выхлопным соплом, направленным вертикально вниз.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой содержит планер с фюзеляжем и крыльями и реактивные подъемно-тяговые установки или блоки реактивных подъемно-тяговых двигателей с форсажными камерами, установленные в один или несколько рядов под крыльями или шарнирно на концах крыльев и на плоскостях в хвосте фюзеляжа, пусковой двигатель с компрессором и электрогенератором, насосы для подачи углеводородного топлива и электропроводной жидкости, генераторы импульсов.

Летательный аппарат с водометом относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки для перемещения над поверхностью воды. Устройство содержит кабину для размещения в ней пилотов и грузов, систему стабилизации, один или большее количество водометов с одним или большим числом раздельных или объединенных между собой входных и выходных частей водометов, систему управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого и/или вертикального взлета и посадки. Самолет имеет крыло, фюзеляж, два воздушно-реактивных двигателя (ВРД), расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии самолета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к транспортным средствам, например летательным аппаратам вертикального взлета и посадки, и касается технологии конструирования двигателей и движителей, применяемых на наземных, водных, воздушных, космических и других транспортных средствах.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки содержит два турбореактивных двигателя, устройства для отвода газа от ТРД, корпус-крыло, в котором размещено полое кольцо, лежащее в плоскости корпуса-крыла, размещенный над ним эжектор дугообразной формы, плавно входящий сверху в полое кольцо. Сопла эжектора соединены с устройствами для отвода газа от ТРД. С внешней стороны полого кольца по касательным к нему присоединены рукава для отвода газа, которые отбирают вращающийся газовоздушный поток из полого кольца, разбивают его на прямоугольные струи и направляют их под корпус-крыло в цилиндрическую выемку в нижней части корпуса-крыла, образуемую при втягивании нижней крышки в корпус-крыло. Эти струи идут параллельно поверхности нижней крышки, радиально к вертикальной оси цилиндрической выемки и равномерно со всех сторон. Обеспечивается возможность создания на режимах вертикального взлета, посадки и висения низкоскоростной вертикальной газовоздушной струи. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх