Способ создания подъемной силы самолета (варианты), способ полета самолета, безаэродромный всепогодный самолет "максинио" вертикального взлета и посадки (варианты), способ взлета и способ посадки, способ и система управления самолетом в полете, фюзеляж, крыло (варианты), реверс тяги и способ его работы, система шасси, система газоразделения и газораспределения его

Способ создания подъемной силы самолета (варианты), способ полета самолета, безаэродромный всепогодный самолет "максинио" вертикального взлета и посадки (варианты), способ взлета и способ посадки, способ и система управления самолетом в полете, фюзеляж, крыло (варианты), реверс тяги и способ его работы, система шасси, система газоразделения и газораспределения его

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретения относятся к производству и эксплуатации авиационной техники и ее инфраструктуре, преимущественно крылатых летательных аппаратов грузопассажирского назначения, палубного, в том числе с ТРД, ТРДД в качестве силовой установки, а именно способам создания подъемной силы, полета, взлета и посадки, управления самолетом в полете, а также конструкции безаэродромных самолетов вертикального взлета и посадки, реверса тяги и способу его работы, несущей плоскости и шасси самолета, системам газоразделения и газораспределения.

Вся известная в науке и широко применяемая в хозяйственной практике авиатехника изготовлена по закону и нормам аэродинамики, требующей трудоемкой и дорогостоящей инфраструктуры для использования этой техники, так как аэродинамический принцип функционирует только при взаимодействии движущегося несущего крыла относительно воздушной среды и земной поверхности и с очень большой скоростью на большой, к тому же, высоте.

Именно это свойство самолетов на аэродинамическом принципе определяет основной недостаток этого вида авиатехники: она хорошо выполняет основную функцию - высокоскоростное перемещение полезной нагрузки (грузов, пассажиров; вооружения) на основном этапе полета - на эшелоне перемещения от пункта взлета к цели полета или во время выполнения полетного задания. Однако на этапах взлета и посадки высокая скорость является большим и опасным недостатком: даже при максимально возможном снижении ее до посадочной она остается настолько высокой, что последствия нештатных ситуаций на посадке имеют катастрофические результаты. Это снижает надежность полетов даже при исключительно высоких требованиях к летному составу: к квалификации, здоровью, режиму и состоянию. Также ужесточается зависимость полетов и их результатов от погодных условий. Именно из-за высокой скорости, определяемой аэродинамикой, большинство летных происшествий, возникающих вследствие технических неполадок, перерастают в катастрофу, так как из-за больших скоростей полета, взлета и посадки для благополучного приземления в экстремальной ситуации на удалении от взлетно-посадочной полосы шансов практически нет. А длина аэродромных взлетно-посадочных полос, их износ и дороговизна строительства и периодического ремонта также не относятся к достоинствам аэродинамического принципа в производстве авиатехники и летной практике. А большие площади ВПП, рулежных дорожек и светотехнического оборудования полос и дорожек дополнительно к стоимости капитального строительства и дороговизне билетов и прочих авиатехнических услуг, предопределяют расположение аэропортов на большом удалении от городов с дополнительными расходами и неудобствами пользования услугами авиации. Не исключено, что описанные недостатки аэродинамики, в том числе, стали основой для ученых в поиске новых принципов создания подъемной силы летательных аппаратов. Например, описанный в газете АиФ №5 (48) за 1996 год на стр.3 способ движения в пространстве с магнитогидродинамическим (МГД) ускорением или проект по созданию многоразового корабля АЯКС с МГД (там же). В «Российской газете» от 6 сентября 1996 года описаны исследования с расщеплением компонентов вещества, используемого в качестве топлива двигателей нового типа, на стр. 28. Однако расходы на создание этих двигателей даже для космических целей настолько грандиозны и нереальны, что в ближайшие 50 лет останутся фантастическими проектами еще и вследствие ограниченной потребности в космических путешествиях.

Такой же глобальной по масштабу задачей является проблема обеспечения услугами авиатехники местных авиалиний, что в российских просторах является единственной возможностью. Но пока, наоборот, в период перехода к рыночным отношениям уровень обеспечения населения этими услугами ухудшился. Одним из свидетельств этого, по мнению директора государственного проектно-изыскательного и научно-исследовательского института гражданской авиации «Аэропроект» академика Академии транспорта России Вадима Иванова, является закрытие около шестисот аэропортов из полутора тысяч, действующих в России в советское время.

Усугубляет ситуацию изношенность самолетного парка - до 60% эксплуатируемых аппаратов израсходовали ресурс и подлежат замене.

Таким образом, перечисленная совокупность причин, обуславливающая большие затраты на восстановление уровня обеспеченности авиауслугами советского времени, может быть совмещена со сменой самолетного парка для существенного улучшения комфортности транспортных услуг с использованием производственной инфраструктуры авиапромышленности с удвоением объема транспортных услуг за счет аэростатического принципа создания подъемной силы самолетов посредством восстановления самолетного парка самолетами вертикального взлета-посадки с нескоростным регулированием их подъемной силы, условно названной аэростатической.

Аэростатическая подъемная сила незаслуженно ограниченно применяется в прикладной аэродинамике, например в способе проведения экспериментов в аэродинамической трубе, пат. РФ №2063014, G01M 9/00 за 1996 г., с законом обращения движения. Эта узкая область аэродинамики не отражает истинного значения этого закона для мировой экономики и эта ошибка конструкторов авиатехники усложняет быт населения земного шара даже в промышленно развитых странах и увеличивает транспортные расходы. А важность улучшения надежности авиаперевозок авиатехникой, изготовленной с использованием закона обращения движения, следует из анализа статистики летных катастроф, являющихся следствием летных происшествий, отказа авиатехники и дефицита времени на принятие правильных решений, при появлении их вследствие высокой скорости полета.

Исторически первым появившимся и наиболее широко распространенным способом полета летательных аппаратов тяжелее воздуха является полет крылатого летательного аппарата - винтомоторного самолета с тянущим винтом. Физика этого процесса состоит из трехступенчатого преобразования энергии топлива в аэродинамические свойства самолета. В двигателе из энергии топлива создается вращение винта с воздушным потоком и тягой, которая преобразуется в скорость руления к взлетной полосе и разбега по ней для взлета, с началом которого обтекание движущегося в воздушной среде крыла преобразуется в подъемную силу, пропорциональную скорости разбега или полета. Отличие реактивного полета состоит в том, что воздушно-газовый поток, создающий вращение ротора, располагается внутри двигателя и в скорость с подъемной силой преобразуется реактивная сила. Таким образом, в этих вариантах движения одновременно с ростом горизонтальной скорости движения крыла и синхронно ей увеличивается вертикально направленная подъемная сила, которая по достижении величины веса самолета «отрывает» его от поверхности ВПП, после чего самолет дополнительно увеличивает скорость на взлетном режиме работы двигателей для перехода в набор высоты на уменьшенных оборотах. А подъемная сила образуется посредством обтекания специальным образом спрофилированного крыла, движущегося в воздушной среде, т.е. эта сила - аэродинамическая. После набора высоты до заданного эшелона полета самолет переходит в горизонтальный полет на крейсерском режиме - 0,7 взлетного и менее до подлета к аэродрому посадки, затем начинает снижение и подготовку к посадке на меньших оборотах, иногда выполняя полет по кругу над аэродромом посадки до своей очереди на посадку, так как самолеты вынуждены приземляться только на полосу. Дождавшийся своей очереди на посадку самолет с четвертого разворота выходит на посадочную глиссаду и начинает планирование с промежуточной высоты круга с постепенным уменьшением скорости до посадочной на высоте приземления, на которой подъемная сила становится равной посадочному весу самолета и уменьшится настолько, что вес этот опустит движущийся еще с очень большой скоростью самолет до контактирования колес шасси с поверхностью ВПП. Для уменьшения скорости и длины пробега после касания пилот включает реверс тяги и двигатель переводит на крейсерский режим для кратковременного создания реактивной тяги противоположного пробегу самолета направления.

Наличие разбега самолета по ВПП с работой двигателя(ей) на взлетном режиме или пробега по ней на посадке с включением реверса, кроме увеличения расхода топлива и полетного веса, стоимости ВПП, самолета из-за необходимости включения в компоновку аппарата сложного дорогостоящего в изготовлении и эксплуатации шасси, с увеличением площади аэропорта создает проблему превышения шума двигателей, нормированного международными стандартами.

В науке известны решения усовершенствования способа создания подъемной силы, как например способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата с отбором разогретого газа для обдува его поверхностей через зоны локального выдува, в том числе на нижней и верхней поверхностях несущих плоскостей крыла, описанный в патенте РФ №2282563, В64С 21/04 за 2004 год. При всей технической привлекательности данный способ требует весьма значительных затрат времени и средств для использования из-за необходимости создания почти новой инфраструктуры. Описанные недостатки аэродинамического принципа создания подъемной силы авиации наземного и палубного базирования безусловно повлияли на появление самолетов вертикального взлета-посадки. Однако все известные варианты самолетов этого типа также используют аэродинамический принцип создания тяги, а подъемную силу обеспечивают на взлете и посадке посредством изменения направления тяги с горизонтального на вертикальное. Обеспечивают это, выполняя крыло с жестко закрепленными на нем двигателями с возможностью шарнирного углового перемещения на угол 90°, снабжают самолет крылом с винтами на концах каждого полукрыла с автоматом перекоса шарнирных узлов крепления винтов для вертикальных посадки или взлета, как например в способе полета самолета вертикального взлета и посадки, описанного в заявке 2005105277/11, В64С 29/00. В патенте РФ №2276043, В64С 27/22, F02K 1/60, 3/04 за 2004 год для реализации самолетного и вертолетного режимов полета безаэродромный летательный аппарат снабжен подъемным турбовентилятором, встроенным в нижнюю подъемно-несущую плоскость, маршевым и хвостовым ТРД.

Способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2272746, В64С 9/00, 21/04 за 2004 год, состоит из отбора части воздушного потока, например от компрессора, для локального выдува, в том числе на верхней и нижней поверхности несущих плоскостей крыла, через регулирующие органы по герметичным магистралям подвода его к плоским по конфигурации зонам локального выдува отобранной части потока, расположенным у передней кромки каждой полуплоскости крыла на режимах взлета, посадки и маневрирования самолета. Известен, по патенту РФ №2270786, В64D 5/00, В64F 1/04 за 2004 год, способ взлета и посадки летательного аппарата посредством взаимодействия его с концевым захватом троса, второй конец которого соединен с платформой перемещающейся по кольцевым направляющим воздушной гавани.

В заявке 2005105277, В64С 29/00 описан способ взлета самолета вертикального взлета-посадки с вертикальным положением осей валов воздушных винтов и с последующим переводом их в горизонтальное положение для перехода в горизонтальный полет. Усложнение конструкции самолета по заявке 2005105277, обусловленное введением в нее шарниров соединения крыла с фюзеляжем и привода для изменения положения крыла, увеличивает вес самолета.

Наличие воздушной гавани с платформой в патенте 2270786 существенно сокращают длину воздушной гавани, однако и в данном способе на взлете и посадке аппарат «привязан» и к гавани, и к платформе, а на остальной траектории полета в окрестностях гавани и на любой точке маршрута он обречен в нештатной ситуации, как и традиционные самолеты, реализующие аэродинамический принцип создания подъемной силы. По патенту РФ №2278060, B64F 1/00, 1/18 за 2005 год известен способ посадки беспилотного летательного аппарата с выведением аппарата в зону действия наземного посадочного оборудования, наведения его по заданной траектории на посадочную площадку со снижением скорости его движения до выхода в точку касания.

Недостатком этого способа посадки является также аэродинамический принцип полета, обуславливающий большую скорость касания аппарата с наземным оборудованием, требующую дополнительного гашения с помощью специальных наземных средств и установленных на аппарате.

Из авт.св. №1816708 за 1990 год известен аэростатический летательный аппарат «Вакула» с инертным подъемным газом в тороидальной емкости с силовой установкой из электрогенератора и электродвигателя с воздушным винтом, кабиной экипажа, грузовым отсеком, солнечной батареей на поверхности аппарата и водородной турбодизель-генераторной установкой, оппозитным сверхпроводящим электродвигателем и лебедкой. По патенту РФ №2268845, В64С 27/00, 29/00 за 2004 год известен летательный аппарат «ТУРБОЛЕТ» с кольцевыми крыльями, выполненными с возможностью наклона противоположно вращающейся системы крыльев для перехода на горизонтальный полет.

Улучшение технических характеристик винтового самолета, описанного в патенте РФ №2252177, В64D 27/24 за 2003 год, достигается за счет выполнения крыла с проемом для отбора воздуха из зоны торможения потока во внутреннюю полость крыла и продольными выходными щелями по контуру на всей его длине.

Параллельные друг другу каналы в каждом полукрыле вдоль его размаха, сопряженные с вертикальной частью каналов, применены для улучшения эксплуатационных свойств транспортного самолета, известного по патенту РФ №2284948, В64С 21/10 за 2005 год.

Достигаемое улучшение эксплуатационных свойств в известных решениях связано с усложнением конструкции (пат. №2268845), ослаблением несущих возможностей крыла из-за выполнения крыла с проемом для отбора воздуха из зоны торможения (пат. №2252177) или полым (патент №2284948).

В патентах РФ №2174089, В64С 1/00 за 2000 год и №2282560, В64С 1/00, 5/02 за 2004 год известны самолеты с несущим фюзеляжем для улучшения их аэродинамических свойств посредством улучшения формы фюзеляжа: уплощения нижней поверхности передней части фюзеляжа в первом решении и носовой плавно расширяющейся его части во втором. По заявке ФРГ №1481622, В64С 1/00 за 1970 год известен фюзеляж самолета с поперечным сечением из нескольких переходящих друг в друга круговых сечений с вертикальными и продольно-вертикальными силовыми элементами в местах перехода сечений.

По авт.св. СССР №467570, В64С 3/18 за 1984 год известно крыло летательного аппарата, выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров. По авт.св. №1816714, В64С 23/02 за 1987 год крыло содержит центроплан с вращающимися валами в его передней и задней кромках с натянутой на них бесконечной лентой. Крыло по патенту РФ №2081791, В64С 21/02, 23/06 за 1997 год выполнено с верхней поверхностью в виде отдельных аэродинамических элементов с образованием каналов и щелей между ними.

По пат. РФ №2286286, В64С 3/14, 5/14, 5/16, 9/12 за 2004 год известна несущая поверхность, содержащая неподвижную поверхность и шарнирно соединенную с ней по торцу одну, по крайней мере, поверхность управления, выполненную вдоль размаха крыла с симметричными или несимметричными обводами верхнего и нижнего контуров каждого из них.

Активное крыло, описанное в патенте 2281877, В63В 1/24, В63Н 11/03, В63С 3/32 за 2004 г., выполнено с ускорителем активной среды и выходным соплом. Ускоритель крыла состоит из серии сопел, в том числе, с выходом одного в другом с образованием полостей, одна из которых, по меньшей мере, соединена с устройством подачи и отсоса текущей среды и снабжена средством регулирования потока.

По пат. США №3644611, кл. 244-12, за 1972 год известен самолет вертикального взлета и посадки, крылья которого снабжены эжектором в виде продольного по размаху крыла проема, закрытого по нижней его поверхности откидными створками. Вдоль проема, спереди и сзади него, выполнены щелевые сопла, в которые подаются выхлопные газы турбореактивных двигателей.

Аэродинамический профиль по патенту 2086458, В64С 3/14, 21/04 за 1997 г. выполнен со щелью вдоль хорды профиля с заслонками на входе и выходе со струйной механизацией, одновременно закрывающимися на крейсерском и открывающимися на режимах взлета и посадки.

Недостатком известных решений является ограничение функциональных возможностей аэродинамической функцией.

По заявке РФ №2005104454/11, В64С 9/02, 9/04, 9/12 известен способ управления летательным аппаратом, заключающийся в том, что управление положением аппарата в полете выполняют распределением давления по несущей поверхности посредством отклонения задней кромки и щитков крыла, горизонтального и вертикального оперения. Большинство известных механизмов управления аэродинамическими поверхностями самолета содержат узлы и агрегаты, связанные с этими поверхностями и органами управления посредством шарнирных соединений, тяг, в том числе тросовых, качалок и рычагов. Таковы механизмы, описанные в заявках РФ №2004138780/11, 2005110357/11, В64С 1/00 или в патенте на полезную модель РФ №50514, В64С 3/28 за 2005 год. Известно также устройство управления, описанное в заявке №2005104454/11. Данное устройство содержит отклоняемые задние кромки и выдвигаемые щитки из щели крыла и приводы для их отклонения, соединенные с элементами управления в кабине.

Описанные в них механизмы управления аэродинамическими поверхностями характеризуются зависимостью эффективности несущих поверхностей от скорости полета и неразрывно зависящей от нее величины подъемной аэродинамической силы.

Недостатком этих и других известных решений крыла и самолетов является низкая эксплуатационная функциональность.

Недостатком шасси известных крылатых летательных аппаратов является их отрицательная экономичность, связанная с большим весом шасси при крайне коротком активном использовании во время разбега самолета по ВПП на взлете и пробега на посадке.

Большой вес шасси обусловлен большой скоростью касания колес с ВПП на посадке из-за существенного усиления всех узлов и деталей шасси для обеспечения его надежности, но при этом усиливается износ протектора шин и соответственно частота смены колес шасси с увеличением трудоемкости техобслуживания. А как известно, каждому килограмму веса агрегатов самолета должно соответствовать четыре килограмма веса самолета и, следовательно, суммарный нерационально используемый вес шасси многократно увеличивается еще и весом топлива, требуемого для многочасовой перевозки ненужного в полете веса, используемого только при движении самолета по ВПП.

У самолетов вертикального взлета и посадки этот ненужный вес или закамуфлирован весом усложнения конструкции или введением не менее тяжелых агрегатов, например двигателя подъемного вентилятора (турбовентилятора). Устройства для раскрутки авиаколес (пат. РФ №2041138 или 2036119) дополнительно увеличивают вес и шасси, и самолета или усложнения технологии изготовления колес, как у колес с аэродинамическим приводом с ухудшением раскрутки этих колес (пат. РФ №2102284).

Большой вес известных шасси иллюстрируют основная опора шасси по патенту РФ 1821416, В64С 25/66 за 1993 год или главное шасси самолета по патенту РФ 2099245, В64С 25/12 за 1997 год и подтверждается простым, но длинным перечислением участвующих в выполнении этих кратчайших по времени функциональных операций: стойка с колесами или колесными тележками, с механизмом уборки-выпуска стоек, замками выпущенного и убранного положения, тормозной и рулевой системами, а также сигнализацией.

В общем-то, среди известных решений любой отрасли, в том числе и посадочных устройств, преобладают такие, в которых улучшение эксплуатационных и/или функциональных свойств достигается за счет существенного усложнения устройства, что сопровождается увеличением веса, трудоемкости изготовления и техобслуживания в эксплуатации, что делает их, по крайней мере, не популярными. Доказательством этой тенденции служит шасси транспортного самолета «Самолет В.С.Григорчука», пат. РФ №2086478, В64С 39/08, В64D 41/00 за 1995 год, п.2 формулы.

Описанная в патенте СССР №799636, В64С 29/00, 13/04 за 1981 год газоразделительная и газораспределительная система самолета вертикального взлета и посадки состоит из воздушно-газового тракта двигателя и системы подвода газа от двигателя к щелевым соплам закрылков и щитков. Воздушный тракт двигателя состоит из боковых воздухозаборников с прямоугольным поперечным сечением, задние стороны каналов которых присоединены к входному направляющему аппарату двигателя, соединенному с компрессором. В камере сгорания воздух смешивается с продуктами сгорания топлива и этот газовый поток перемещается в крейсерском полете через завершающие газовый тракт турбину и сопло. Для вертикальных взлета и посадки часть газового потока, отобранная из тракта, по соединенным с трактом магистралям подводится к щелевым соплам эжекторов крыла и стабилизаторов носового горизонтального оперения.

Отличием самолетов истребительной авиации состоит в отсутствии некоторых магистралей газоразделительной системы, например магистрали подвода газа к двигателю(ям) от ВСУ, а также магистралей и системы кондиционирования.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу создания подъемной силы является способ, описанный в пат. РФ №2002671, В64С 9/00 за 1991 год. Он состоит из формирования ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно и изменяют при этом направление вектора тяги.

Наиболее близким по технической сути к заявленному способу полета является описанный в заявке РФ №2005141523/11, B64F 1/36 способ поддержки при посадке или взлете летательного аппарата. Создаваемый реактивным двигателем воздушно-газовый поток для подвода энергии к летательному аппарату регулируют в зависимости от ситуации, в том числе для торможения летательного аппарата до его зависания, затем увеличения скорости горизонтального полета в требуемом направлении или приземления аппарата из положения зависания над точкой касания опорной поверхности с формированием для этого воздушно-газового потока одним, по крайней мере, ТРДД со средством регулирования посредством переключения потока.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу взлета является способ взлета летательного аппарата вертикального взлета и посадки, описанный в разделе «Работа аппарата» патента РФ №2095282, В64С 29/00 за 2005 год.

Для его взлета запускают двигатели и газовоздушные потоки из сопел общей камеры подают на противолежащие им и друг другу крылья на всей их длине. Обтекание газовоздушных потоков большой скорости перпендикулярных фюзеляжу профилей крыльев создает только вертикальную подъемную силу без горизонтального перемещения при нейтральном положении газоструйных рулей - направляющих щитков и выполняют подъем на безопасную высоту на этой аэростатической подъемной силе, на безопасной высоте переходят на увеличение горизонтальной скорости в требуемом направлении посредством отклонения направляющих щитков. Создаваемую отклонением щитков реактивную силу и скорости горизонтального и вертикального перемещения регулируют оборотами двигателей(ля), а управление направлением полета и положением самолета направляющими щитками выполняют на реакции струи газов из сопел с аэродинамическим управлением самолетом.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу посадки является способ посадки летательного аппарата, описанный в патенте РФ №2278801, В64С 29/02, 25/40 за 2005 год. Посадку беспилотного летательного аппарата аэродинамического типа по этому способу выполняют с полным гашением вертикальной скорости до мягкой посадки посредством перевода силовой установки на авторотацию с прецессией и поворотом крыла на угол 90°.

Полное гашение вертикальной скорости в этом способе исключает необходимость в наземном оборудовании, однако применение его ограничивается только самолетами с шарнирным крылом на фюзеляже, что усложняет конструкцию и увеличивает вес аппарата за счет введения в конструкцию привода крыла.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому самолету вертикального взлета-посадки является транспортный самолет, описанный в патенте РФ №2094307, В64С 1/00, В64Д 33/02 за 1994 год. Он состоит из фюзеляжа с реактивными двигателями в диффузоре, установленными в хвостовой части, выполненной со щелями отсоса, связанными с комбинированным устройством, включающим эжектирующую и напорную части воздуховодов с соплами.

В фюзеляже расположен канал воздухозаборника, расположенного на фюзеляже, а двигатели снабжены средством изменения направления вектора тяги. Щели отсоса выполнены на кромке комбинированного средства и соединены с входами двигателей, и снабжены регулировочными средствами.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому решению - фюзеляжу является фюзеляж летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2270135, В64С 1/00 за 2004 год. Он содержит выполненный из шпангоутов, стрингеров и соединенной с ними обшивки с поперечными элементами шпангоутов и силовыми элементами цилиндрический корпус, разделенный перегородками на герметичную часть - пилотскую кабину с пассажирским салоном или грузовым отсеком с проемами для дверей и окон, бортовыми системами и узлами крепления к нему центроплана, хвостового оперения и несущих плоскостей.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому крылу является крыло для летального аппарата, включающее эжектор в виде двух последовательно расположенных вдоль хорды крыла, поворотных вниз закрылков с щелевым соплом для выдува воздуха на их обращенные одна к другой поверхности в отклоненном положении, соответствующем вертикальному и переходным режимам полета, при этом один из закрылков является отклоняемой вверх-вниз хвостовой частью крыла, пат. СССР №541426, В64С 21/02 за 1973 год. Известные фюзеляж и крыло не обладают достаточной эксплуатационной функциональностью и спроектированы лишь для реализации аэродинамического принципа полета.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому реверсу тяги является реверс тяги двигателя НК-8-2У, устанавливаемый на самолет ТУ-154 и описанный в руководстве по эксплуатации «Турбовентиляторный двигатель НК-8-2У. Дополнение к техническому описанию двигателя НК-8-2 82У.000501ДД, стр.78-81, 94-102, рис.58».

Он состоит из створок, рычаги перекладки которых установлены в диаметрально расположенных на проставке сопла опорах попарно с возможностью поворота на угол 90°. Концы рычагов соединены со штоками воздушных цилиндров, каждая створка реверса в нерабочем положении располагается в соответствующем окне проставки для решеток, лопатки которых изменяют направление воздушно-газового потока после перекладки створок. Система управления снабжена замками блокировки створок в переложенных положениях и имеет кинематическую связь с системой управления работой двигателя. Недостатком известного реверса тяги является недостаточная функциональность из-за возможности использования реверса только при пробеге самолета после касания колес шасси приземлившегося самолета.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу управления безаэродромным всепогодным самолетом является способ управления летательным аппаратом, описанный в заявке РФ №2005104454/11, включающий отклонение задней кромки несущей поверхности и выдвижение щитка из щели крыла для изменения положения аппарата.

Наиболее близкой по технической сути к заявляемой системе управления является система управления летательным аппаратом вертикального взлета и посадки, описанная в патенте СССР №799636. Данная система содержит средства изменения направления вектора тяги, отклоняемые задние кромки, эжектирующее щелевое устройство и приводы для их управления и регулирования, включая вертикальный и переходный режимы полета, закрепленные на элементах фюзеляжа проводку и средства регулировки. Органы управления содержат ручку управления и педали, в кабине, соединенные проводкой управления с силовыми приводами, используемыми, по крайней мере, в горизонтальном полете. Зависимость величины подъемной силы от скорости - позитивный фактор, обеспечивающий решение основной задачи транспортной техники - перемещение грузов из пункта взлета до места посадки. Однако на взлете и посадке большая скорость вертикального и горизонтального перемещения становится таким же большим негативным - опасным фактором, и все известные решения самолетов аэродинамического типа, способов и механизмов управления их не разрешают данного противоречия авиатехники.

Наиболее близкой по технической сути к заявляемой системе шасси является система шасси, описанная в патенте РФ №1816715, В64С 25/66 за 1993 год. Она состоит из двух основных стоек, шарнирно закрепленных одним концом на лонжероне крыла и одной хвостовой или носовой стойки, шарнирно соединенной с фюзеляжем одним концом. На свободном конце каждой стойки установлены неподвижные в осевом направлении колеса. Поиск аналогов шасси и самолетов с 1941 года не выявил появления новых тенденций в конструкции шасси и самолетов, кроме действующих на аэродинамическом принципе. Сохраняются незыблемо традиционные недостатки и технология техобслуживания.

Наиболее близкой по технической сути к заявляемой системе газоразделения и газораспределения является система, описанная в патенте РФ №2284283, В64D 37/22 за 2005 год. Она состоит из магистрали, соединенной с системой кондиционирования, магистрали наддува топливных баков, а также имеет одну, по крайней мере, магистраль, соединенную с трактом одного, по крайней мере, двигателя и снабженную контрольно-регулирующей аппаратурой с возможностью перепуска части потока из воздушно-газового тракта к эжектору, магистралями подвода газа от ВСУ к стартеру двигателя(ей). Традиционно данное решение малофункционально, так как система не имеет возможности обеспечивать статическую фазу полета - вертикальное перемещение в режиме зависания.

Изобретения решают задачи улучшения надежности авиаперевозок с одновременным уменьшением зависимости полетов от погодных условий с полным исключением ее от аэропортов и их светотехнического оборудования с одновременным упрощением инфраструктуры обеспечения полетов, особенно на местных авиалиниях, а также с обеспечением резервов развития с переориентацией площадей международных и межконтинентальных аэропортов, уменьшением полетного веса самолетов, улучшением экономичности их эксплуатации, объема техобслуживания со стоимостью заменяемых при этом узлов посадочного устройства.

Суть изобретения способа создания подъемной силы безаэродромного всепогодного самолета вертикального взлета и посадки, включающего формирование ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направление его в сторону, противоположную направлению движения самолета, например по опорной поверхности, усиленный поток формируют из двух составляющих, с одновременным или дифференцированным изменением их интенсивности и производят отклонение вектора тяги, для чего комбинированное регулирование подъемной силы самолета осуществляют, включая соответствующий фазе полета аэростатический или аэродинамический принцип создания подъемной силы, исключая на взлете и посадке горизонтальное перемещение самолета и создавая аэростатическую подъемную силу посредством закона обращения движения, и регулируя величину ее и скорость вертикального перемещения, исключая при этом горизонтальное перемещение посредством разделения реактивной тяги на части с формированием из них равных и противоположно направленных относительно направления движения частей с одновременным разделением отобранной части воздушного потока на обдув несущих поверхностей крыла и горизонтального оперения и подачу другой его части к газоструйному рулю с последующим эжектированием обдувающей крыло и горизонтальное оперение части потока в центральную часть реактивной струи или в газовоздушный ресивер сопла.

Для создания аэростатической подъемной силы от воздухозаборника, компрессора, и/или второго контура одного, по крайней мере, двигателя, и/или бортовой воздушно-стартовой установки отбирают часть воздушного потока и выпускают его перед передней кромкой каждой полуплоскости крыла и/или горизонтального оперения на несущую поверхность, а на задней их кромке соответственно эжектируют этот поток воздухозаборниками, из которых по соответствующей эжектирующей магистрали поток перемещается в газовый поток турбины или реактивного сопла, например в центральную часть потока.

Для обтекания несущей поверхности крыла отбирают часть воздушного потока из канала воздухозаборника(ов), компрессора ТРД на режиме перепуска воздуха из него, например, или на любом режиме из второго контура ТРДД, или от бортовой ВСУ полидвигательной компоновки самолета, а перемещение воздушного потока от передних кромок до задних кромок и выхода его в центральную часть газового потока, например в сопло, осуществляют с увеличением его скорости от скорости воздушного потока в компрессоре или во втором контуре до скорости газового потока в центральной части сопла.

Способ создания подъемной силы безаэродромного всепогодного самолета вертикального взлета и посадки, включающий формирование ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направление его в сторону, противоположную направлению движения по опорной поверхности, усиленный поток формируют из двух составляющих, с одновременным или дифференцированным изменением их интенсивности, и производят отклонение вектора тяги, для чего аэростатическое обтекание отобранной от двигателя частью воздушного потока несущих поверхностей крыла и горизонтального оперения обеспечивают выпуская воздух над верхней несущей поверхностью и эжектируя его закромочным воздухозаборником преимущественно с верхней поверхности.

Способ создания подъемной силы безаэродромного всепогодного самолета вертикального взлета и посадки, включающий формирование ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направление его в сторону, противоположную направлению движения, например по опорной поверхности, усиленный поток формируют из двух составляющих, с одновременным или дифференцированным изменением их интенсивности, и производят отклонение вектора тяги, при этом аэростатическое обтекание атмосферным воздушным потоком несущих поверхностей крыла и горизонтального оперения обеспечивают, включив эжектирование закромочным щелевым воздухозаборником в стационарном или пульсирующем режиме эжектирования.

Способ взлета безаэродромного всепогодного самолета вертикального взлета-посадки, имеющего реактивный двигатель с реверсом тяги, включающий создание воздушного потока в компрессоре с преобразованием его в газовоздушный в камере сгорания, с возможностью регулирования вектора тяги и подачи части потока, по крайней мере, в специальную полость воздушного тракта и подвода его к несущим и управляющим плоскостям для обтекания их с возможностью создания при этом аэростатической подъемной силы, подъем самолета в режиме «зависания» с управлением в подъеме положением самолета аэростатическими рулями с переходом на аэродинамические рули в переходном и горизонтальном полете с регулированием вертикальной и горизонтальной скорости оборотами двигателя(ей), для подъема самолета на безопасную высоту в режиме зависания включают двигатели(ль) на стоянке и, включив аэростатическую подъемную силу с реверсом тяги для разделения реактивной тяги на равные противоположно направленные части и одновременно отбор части воздушного потока из воздушного тракта двигателя, и подают ее в предкромочные распределители для выпуска на обтекание несущей поверхности полуплоскостей с эжектированием ее после обтекания закромочными воздухозаборниками, а такж