Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями (варианты)

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями. Двигатели имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси. Крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнено кольцевого, овального либо многоугольного очертания в плане. Носок крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в створе набегающего потока воздушной струи из двигателей. Для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки усилия от центра направлены радиально в трех направлениях. Варианты самолета отличаются формой фюзеляжа и расположением двигателей относительно крыла. Группа изобретений направлена на повышение устойчивости на всех режимах полета. 4 н.п. ф-лы, 40 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой. Известны реализованные технические решения самолетов с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой (см. кн. Ружицкий Е.И., «Европейские самолеты вертикального взлета»,000 изд. «Астрель»,000 изд.АСТ, 2000 г.) ЯК-38, ЯК-141 и серия модификаций самолетов ХАРРИЕР GR.Mk.3. Самолет ХАРРИЕР GR.Mk.3 выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым двигателем ТРДД Бристоль-Сидпи «Пегас», при этом поворотные сопла установлены по бокам фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые. Все четыре сопла поворачиваются синхронно при этом максимальный угол поворота сопел составляет 98,5 град. Недостатком данного технического решения с расположением сопел вблизи центра тяжести самолета является его неустойчивость в режимах вертикального подъема, зависания и посадки, а также в промежуточном режиме перехода от зависания к горизонтальному полету. Известны технические решения летательных аппаратов с возможностью вертикального взлета и посадки с использованием истекающей реактивной струи двигателей по периметру кольцевого либо кругового крыла с изменением вектора тяги (патент РФ N 2005660, автор Братин С.Ф., опубл. 15.01.1994 г.), (патент РФ N 2491206, автор Ансеров Д.О., Ансеров А.Д., опубл. 20.05.2013 г.), данное техническое решение принято за прототип. При многих компоновочных и конструктивных недостатках перечисленных технических решений следует отметить рациональность использования равномерного истечения реактивной струи по периметру летательного аппарата для создания суммарного уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата с максимальным эксцентриситетом в размере периметрального радиуса кольцевого либо кругового крыла в режиме вертикального подъема, зависания и посадки. Целью настоящего изобретения является повышение устойчивости самолета на всех режимах полета, кроме этого повышение его маневренности, грузоподъемности и скорости горизонтального крейсерского полета.

Данная цель достигается для самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающего фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, при этом силовая установка состоит из трех или более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум, два турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателя имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнено кольцевого очертания в плане, при этом носок крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в области набегающего потока воздушной струи из турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально, как минимум, в трех направлениях.

Вторым вариантом достижения указанной цели является самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, при этом силовая установка состоит из трех или более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум, два крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла, сблокированы заодно с турбовинтовым, либо турбовинтовентиляторным двигателем и выполнены поворотными относительно вертикальной оси, при этом носки всех крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в области набегающего потока воздушной струи из турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально, как минимум в трех направлениях.

Третьим вариантом достижения указанной цели является самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями, при этом силовая установка состоит из трех или более двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ), при этом как минимум два двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателя с выходными соплами с ИВТ имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом, для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с ИВТ направлены радиально, как минимум в трех направлениях, при этом поворотные лопатки выходных сопел с ИВТ двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей могут быть выполнены обтекаемой формы профиля со щелевым расположением по контуру выходного сечения сопла в два либо более ряда.

На иллюстрационных примерах применения данного изобретения показаны варианты исполнения самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с турбовинтовыми либо турбовинтовентиляторными двигателями.

На чертежах изображено:

на фиг. 1 - сечение А 1.1 - А 1.1, показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 2 - сечение А 1.2 - А 1.2 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 3 - сечение А1.3 - А1.3 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 4 - сечение А2.1 - А2.1, показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 5 - сечение А2.2 - А2.2 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 6 - сечение А2.3 - А2.3 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 7 - сечение А3.1 - А3.1, показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 8 - сечение A3.2 - A3.2 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 9 - сечение А3.3 - А3.3 показана схема обдува линейного либо поворотного крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 10 - сечение В1.1 - В1.1 показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 11 - сечение В1.2 - В 1.2 показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 12 - сечение В1.3 - В1.3 показана схема обдува кольцевого крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтового, либо турбовинтовентиляторного двигателя в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 13 - сечение В2.1 - В2.1 показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 14 - сечение В2.2 - В2.2 показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 15 - сечение В2.3 - В2.3 показана схема обдува кольцевого крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 16 - сечение В3.1 - В3.1, показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в момент отрыва самолета от земли;

на фиг. 17 - сечение В3.2 - В3.2 показана схема обдува кольцевого крыла самолета с элементами механизации для изменения направления набегающего потока истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в момент разгона самолета и набора высоты;

на фиг. 18 - сечение В3.3 - В3.3 показана схема обдува кольцевого крыла самолета набегающим потоком истекающей струи из турбовинтовентиляторного двигателя с хвостовым расположением винтов в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 19 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, размещенными на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом вокруг поворотных двигателей предусмотрено кольцевое замкнутое крыло с элементами механизации для изменения профиля кольцевого крыла, при этом носок замкнутого кольцевого крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных поворотных турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 20 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 19, при положении поворотных двигателей в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 21 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями, размещенными на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом вокруг поворотных двигателей предусмотрено кольцевое замкнутое крыло с элементами механизации для изменения профиля кольцевого крыла, при этом носок замкнутого кольцевого крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных поворотных турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 22 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 21, при положении поворотных двигателей в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 23 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовентиляторными двигателями с хвостовым расположением винтов, при этом поворотные двигатели размещены на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом вокруг поворотных двигателей предусмотрено кольцевое замкнутое крыло с элементами механизации для изменения профиля кольцевого крыла, при этом носок замкнутого кольцевого крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных поворотных турбовинтовентиляторных двигателей с хвостовым расположением винтов направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 24 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 23, при положении поворотных двигателей в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 25 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями, размещенными на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом вокруг поворотных двигателей предусмотрено кольцевое замкнутое крыло с элементами механизации для изменения профиля кольцевого крыла, при этом носок замкнутого кольцевого крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных поворотных турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 26 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 25, при положении поворотных двигателей в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 27 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями и размещены на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом носок трапециевидного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из сблокированного двигателя, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от поворотных турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 28 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 27, при положении поворотных двигателей и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 29 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с сигарообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями и размещены на опорных горизонтальных кольцевых консолях, при этом носок трапециевидного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из сблокированного двигателя, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от поворотных турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 30 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 29, при положении поворотных двигателей и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 31 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями и размещены на опорных горизонтальных круговых поворотных платформах, при этом носок трапециевидного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из сблокированного двигателя, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от поворотных двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 32 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 31, при положении поворотных двигателей и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 33 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями в передней части фюзеляжа, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями и размещены на опорных горизонтальных круговых поворотных платформах и хвостовым двухконтурным турбовинтовым, либо закапотированным турбовинтовентиляторным двигателем, при этом носок трапециевидного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из сблокированного двигателя, при этом в области набегающего потока истекающей струи хвостового двухконтурного турбовинтового, либо закапотированного турбовинтовентиляторного двигателя расположено хвостовое линейное крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от поворотных двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей и хвостовым двухконтурным турбовинтовым, либо закапотированным турбовинтовентиляторным двигателем, направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 34 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 33, при положении поворотных двигателей и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 35 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой с сигарообразной формой фюзеляжа, с двумя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями в передней части фюзеляжа, которые выполнены сблокированными с поворотными трапециевидными крыльями и размещены на опорных горизонтальных круговых поворотных платформах и двумя задними двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями размещенными на консоли заднего линейного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла, при этом носок трапециевидного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла расположен в области набегающего потока истекающей струи из сблокированного двигателя, при этом заднее линейное крыло расположено в области набегающего потока истекающей струи из задних двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от поворотных двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей и задних двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей, направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 36 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане, по фиг. 35, при положении поворотных двигателей и трапециевидных крыльев в режиме горизонтального крейсерского полета;

на фиг. 37 - показано сечение С1-С1 по двухконтурным турбовинтовым либо закапотированным турбовинтовентиляторным двигателям с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ) в режиме подъема, зависания и посадки, при этом соединение поворотных лопаток выходных сопел с ИВТ двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей выполнены шарнирно без зазора по контуру выходного сечения сопла;

на фиг. 38 - показано сечение D1-D1 по двухконтурным турбовинтовым либо закапотированным турбовинтовентиляторным двигателям с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ) в режиме подъема, зависания и посадки, при этом поворотные лопатки выходных сопел с ИВТ двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей выполнены обтекаемой формы профиля со щелевым расположением по контуру выходного сечения сопла в два ряда;

на фиг. 39 - в режиме вертикального взлета, зависания и посадки показана компоновочная схема самолета в плане с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане с дискообразной формой фюзеляжа, с тремя поворотными двухконтурными турбовинтовыми, либо закапотированными турбовинтовентиляторными двигателями с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ), при этом как минимум два двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателя с выходными соплами с ИВТ имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме подъема, зависания и посадки, результирующие усилия от трех двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с ИВТ направлены радиально в трех направлениях под углом 120 град.;

на фиг. 40 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, в плане по фиг. 39, при положении поворотных двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с ИВТ в режиме горизонтального крейсерского полета.

На представленных чертежах позициями обозначены:

поз. 1 - фюзеляж сигарообразной обтекаемой формы;

поз. 2 - фюзеляж дискообразной формы, либо обтекаемого объема круглой формы в плане;

поз. 3 - турбовинтовой (ТВД), либо турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД);

поз. 4 - ТВВД с хвостовым расположением винтов;

поз. 5 - двухконтурный ТВД, либо закапотированный ТВВД;

поз. 6 - несущая горизонтальная опорная кольцевая консоль, для возможности поворота ТВД либо ТВВД вокруг вертикальной оси, либо для возможности поворота вокруг вертикальной оси ТВД либо ТВВД сблокированного с поворотным трапециевидным крылом с элементами механизации для изменения профиля крыла;

поз. 7 - поворотная платформа для возможности поворота ТВД либо ТВВД вокруг вертикальной оси, либо для возможности поворота вокруг вертикальной оси ТВД либо ТВВД сблокированного с поворотным крылом с элементами механизации для изменения профиля крыла;

поз. 8 - несущая горизонтальная консоль;

поз. 9 - консоль бокового линейного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла;

поз. 10 - консоль заднего линейного крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла;

поз. 11 - кольцевое крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла;

поз. 12 - поворотное трапециевидное крыло с элементами механизации для изменения

профиля крыла;

поз. 13 - закрылок;

поз. 14 - хвостовое оперение;

поз. 15 - передний стабилизатор;

поз. 16 - направление потока истекающей струи из ТВД либо ТВВД;

поз. 17 - направление набегающего потока атмосферного воздуха;

поз. 18 - поворотные лопатки выходных сопел с изменяемым вектором тяги двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей, которые выполнены шарнирно без зазора по контуру выходного сечения сопла;

поз. 19 - поворотные лопатки выходных сопел с изменяемым вектором тяги двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей, которые выполнены обтекаемой формы профиля со щелевым расположением по контуру выходного сечения сопла;

поз. 20 - поворотное линейное крыло сблокированное с поворотными двигателями ТВД либо ТВВД;

- угол атаки между хордой крыла и потоком истекающей струи из ТВД либо ТВВД;

- угол атаки между хордой крыла и набегающим потоком атмосферного воздуха.

Мр - реактивный момент от истекающей струи двигателей относительно центра тяжести самолета в режиме подъема, зависания и посадки самолета.

1. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен дискообразной либо сигарообразной формы, при этом силовая установка состоит из трех или более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателя имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнено кольцевого очертания в плане, при этом носок крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в области набегающего потока воздушной струи из турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально как минимум в трех направлениях.

2. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен дискообразной либо сигарообразной формы, при этом силовая установка состоит из трех или более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом как минимум два крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла сблокированы заодно с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями и выполнены поворотными относительно вертикальной оси, при этом носки всех крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла находятся в области набегающего потока воздушной струи из турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более турбовинтовых, либо турбовинтовентиляторных двигателей направлены радиально как минимум в трех направлениях.

3. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, отличающийся тем, что силовая установка состоит из трех или более двухконтурных турбовинтовых либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ), при этом как минимум два двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателя с выходными соплами с ИВТ имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме подъема, зависания и посадки, результирующие усилия от трех либо более двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с ИВТ направлены радиально как минимум в трех направлениях.

4. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями, отличающийся тем, что силовая установка состоит из трех или более двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с изменяемым вектором тяги (ИВТ), при этом как минимум два двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателя с выходными соплами с ИВТ имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси, при этом для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки результирующие усилия от трех либо более двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей с выходными соплами с ИВТ направлены радиально как минимум в трех направлениях, при этом поворотные лопатки выходных сопел с ИВТ двухконтурных турбовинтовых, либо закапотированных турбовинтовентиляторных двигателей выполнены обтекаемой формы профиля с щелевым расположением по контуру выходного сечения сопла в два либо более ряда.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области авиации. Способ создания подъемной силы крыла летательного аппарата, в котором носок крыла летательного аппарата располагают в области набегающего потока истекающей струи одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2.

Группа изобретений относится к области авиации. Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает кабину управления, фюзеляж, крылья, элементы механизации крыльев и оперения, реактивную силовую установку, систему воздухозаборников, интегрированную систему управления самолетом.

Изобретение относится к авиации и касается создания самолетов-амфибий (гидросамолетов) с реактивными двигателями. Гидросамолет с реактивными двигателями содержит фюзеляж-лодку, крыло, оперение и силовую установку.

Изобретение относится к авиации. Фюзеляж для стартового разгона использует гидропушку, которая состоит из поперечной трубы, заполненной водой, с радиально расположенными соплами на концах.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже.

Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло двойной стреловидности с механизацией задней кромки, силовую установку, состоящую из двигателей, которые разнесены по оконечностям фюзеляжа.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.

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.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Изобретение относится к летательным аппаратам, выполненным по аэродинамическим схемам «утка» или «тандем». Летательный аппарат содержит две несущие поверхности, связанные с фюзеляжем, одна из которых снабжена средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата.

Группа изобретений относится к способу и системе предупреждения столкновений пилотируемого летательного аппарата с земной поверхностью, а также многофункциональному маневренному самолету.

Изобретение относится к области транспортной техники. Беспилотное двигательное устройство состоит из корпуса, блока обнаружения и управления, датчика сигнала запрета движения, приемника сигнала запрета движения, блока обеспечения движения, блока обеспечения поворота, радиоприемного и радиопередающего устройств.

Изобретение относится к способу траекторного управления беспилотным летательным аппаратом (БЛА). Способ заключается в том, что производят вывод БЛА с диспетчерского пункта на траекторию с заданным углом наклона, корректируют угол наклона траектории при сближении с группой препятствий, каждое из которых аппроксимируют определенным образом.

Система для увеличения продолжительности и дальности полета мультикоптера содержит не менее трех электродвигателей несущих винтов, такое же количество электронных регуляторов хода, двигателей внутреннего сгорания (либо один с системой распределения тяги на электродвигатели несущих винтов), пропорционально-интегрально-дифференцирующих регуляторов, контроллеров, одну или более аккумуляторную батарею, датчики, соединенные определенным образом.

Система удаленного контроля и управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА) содержит сеть станций организации и управления, контрольный центр. Станция организации и управления содержит камеру кругового обзора, радиочастотный передатчик, систему обработки и передачи информации, блок стационарного питания, блок альтернативного питания.

Устройство обеспечения электроэнергией мультироторного летательного аппарата содержит буксируемый внешний источник энергии с положительной плавучестью в воде и регулируемой плавучестью в воздушной среде, электрический кабель питания, аккумуляторную группу, расположенную внутри герметичного гидроизолированного корпуса, контроллер уровня зарядки с индикацией, гнездо для подключения зарядного устройства.

Винтокрылый летательный аппарат содержит корпус, содержащий продолговатый трубчатый остов или каркасную трубу, и систему соосных несущих винтов противоположного направления вращения.

Изобретение относится к области воздухоплавательных аппаратов. Воздухоплавательный аппарат включает мультикоптер с четырьмя электродвижителями и двумя турбодвигателями, несущую ферму, газовые камеры, панель солнечной батареи, системы наблюдения, ориентации, связи и автоматического управления.

Группа изобретений относится к устройству маркировки цели и системе обработки цели. Устройство маркировки цели содержит компактный летательный блок, содержащий датчики, измеряющие параметры окружения, блок передачи данных, излучатель.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат (1) имеет несущую конструкцию (27), крыльевую конструкцию (15), четыре подъемных несущих винта (5) и один тяговый привод (9).

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, интегральную систему управления, силовую установку с винтомоторными, либо турбовинтовыми, либо турбовинтовентиляторными двигателями. Двигатели имеют возможность поворота вокруг вертикальной оси. Крыло с элементами механизации для изменения профиля крыла выполнено кольцевого, овального либо многоугольного очертания в плане. Носок крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла находится в створе набегающего потока воздушной струи из двигателей. Для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести самолета, в режиме подъема, зависания и посадки усилия от центра направлены радиально в трех направлениях. Варианты самолета отличаются формой фюзеляжа и расположением двигателей относительно крыла. Группа изобретений направлена на повышение устойчивости на всех режимах полета. 4 н.п. ф-лы, 40 ил.

Наверх