Летательный аппарат и способ полета летательного аппарата

Летательный аппарат и способ полета летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретения относятся к области гражданской и транспортной авиации, в частности к устройствам и способам повышения грузоподъемности и устойчивости летательных аппаратов в воздухе.

Известно устройство летательного аппарата повышенной грузоподъемности и устойчивости в воздухе, состоящее из фюзеляжа, у центра тяжести и давления которого с боковых сторон установлены два стреловидных плоских несущих крыла, к боковым краям утончающихся по ширине и толщине, снабженные закрылками, предкрылками, консольно подвешенными реактивными двигателями и с рулями поворота относительно продольной оси фюзеляжа, в хвостовой части которого сверху установлены вертикальные стабилизаторы с рулями направления и горизонтальный стабилизатор-крыло с рулями набора высоты, а колесные шасси для горизонтального взлета и посадки установлены в корпусе фюзеляжа с возможностью выдвижения из него, отличающееся тем, что в хвостовой части фюзеляжа установлена дополнительно силовая установка с безкорпусным центробежным контрроторным компрессором с направляемым вектором тяги [1].

Однако увеличение габаритов летательного аппарата с использованием крыльев увеличенной площади и удлинения при наращивании количества двигателей без отхода от традиционных схем летательных аппаратов известных конструкций для повышения их взлетной грузоподъемности и устойчивости в воздухе неперспективно.

Известно устройство летательного аппарата повышенной грузоподъемности и устойчивости в воздухе, несущие крылья которого выполнены в виде цилиндра, свернутого в форме прямого кольца, установленного над центром тяжести и центром давления, а хвостовая часть фюзеляжа выполнена с вертикальным стабилизатором, снабженным рулями направления, и горизонтальными крыльями-стабилизаторами с рулями управления высотой полета [2].

Известный летательный аппарат характеризуется низкой устойчивостью конструкции при приземлении, отсутствием конструктивных схем горизонтального взлета и посадки с помощью традиционных устройств шасси.

Известна конструкция летательного аппарата вертикального взлета и посадки, созданного во Франции в конце 50-х годов [3], выполненная в виде фюзеляжа, установленного вертикально над землей на шасси и оснащенного несущим крылом, выполненным в виде несущего кольца.

Однако вертикальный взлет и посадка с переводом фюзеляжа летательного аппарата в воздухе в горизонтальное положение и обратно непригодны для транспортировки грузов без их кантования, а также для перевозки пассажиров.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является летательный аппарат, состоящий из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты вверх, соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, стабилизатора, который прикреплен к верхней задней части фюзеляжа, стоек шасси для горизонтального взлета и посадки, которые выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полости нижней стороны упомянутых крыльев, при этом упомянутые крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления [4].

Недостатком известного летательного аппарата является малое увеличение взлетной грузоподъемности треугольного кольцевого крыла летательного аппарата, верхние задние концы крыльев которых существенно сужены и уменьшены по площади в конце фюзеляжа, при этом снижается и устойчивость летательного аппарата в воздухе.

Технический результат по устройству летательного аппарата, состоящего из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты вверх, соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, стабилизатора, который прикреплен к верхней задней части фюзеляжа, стоек шасси для горизонтального взлета и посадки, которые выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полости нижней стороны упомянутых крыльев, при этом упомянутые крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления, достигается тем, что упомянутые крылья изготовлены в виде эллипса с положительным углом атаки переднего и заднего полуэллипса и нулевым углом атаки по бокам, передний и обратный задний полуэллипсы выполнены с соразмерной или разной площадью, при этом центр давления и центр тяжести расположены между задними и передними кромками соответственно переднего и заднего полуэллипсов упомянутого крыла, боковые участки выполнены с рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылков, каждый из которых выполнен из открывающихся одновременно в разные стороны створок относительно боковых вертикальных участков и поочередно, задние кромки переднего и заднего полуэллипсов крыла по концам фюзеляжа оснащены рулями набора высоты, крыло по всей ширине прикреплено спереди к носовой части фюзеляжа, причем фюзеляж установлен в горизонтальной сквозной полости крыла на плоских передних и задних консолях, выполненных в виде стабилизаторов с рулями направления, а упомянутые крылья выполнены в виде кольца или полукольца обратной боковой стреловидности, при этом аппарат снабжен дополнительными полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y- или Х-образную форму и совмещенным с упомянутыми крыльями, а упомянутые крылья относительно продольной оси фюзеляжа установлены повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием Х-образной формы сверху, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло прикреплено к фюзеляжу через вертикальные и/или наклонные продольные плоские консоли.

Известен способ полета в воздухе летательного аппарата с парой несущих плоских крыльев, выполненных со стреловидными передними и задними кромками, заключающийся в увеличении площади каждого несущего крыла путем его удлинения и повышения мощности силовых установок путем увеличения количества реактивных двигателей на несущих крыльях, отличающийся тем, что в хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата дополнительно устанавливают силовую установку с безкорпусным центробежным контрроторным компрессором с направленным вектором тяги [1].

Благодаря интенсивному охлаждению компрессора, работающего без корпуса, тяга дополнительной силовой установки может увеличиться с 24 тс, как у прежних существующих двигателей, до 30-50 тс, что позволяет на одномоторном самолете перевозить до 200 и более человек или на крупных самолетах увеличить коммерческий груз на 10 тонн. Однако дальнейшее увеличение габаритов крыльев и фюзеляжа, а также мощности реактивных двигателей, в том числе путем увеличения их количества, для увеличения взлетной грузоподъемности летательных аппаратов традиционной схемы резко ограничено и неперспективно. Взлет и посадка летательных аппаратов по известному способу производится с наклоном фюзеляжа под углом к горизонту, что требует дополнительных трудозатрат по креплению груза в фюзеляже и неудобно для авиапассажиров.

Известен способ полета в воздухе летательного аппарата с несущими крыльями, которые загибают по дуге окружности, а концы крыльев соединяют между собой в прямое кольцо в виде цилиндра, при этом хвостовую часть фюзеляжа снабжают вертикальным стабилизатором с рулями управления высотой полета [2].

Существенным недостатком известного способа является низкая устойчивость летательного аппарата на земле при отсутствии приспособлений для вертикального взлета. В связи с этим в конце 50-х годов во Франции был использован способ вертикального взлета реактивного летательного аппарата с кольцевым крылом [3]. Однако при этом способе груз при переводе летательного аппарата из вертикального положения при взлете в горизонтальное положение в полете приходиться в воздухе кантовать, а при вертикальном взлете летательного аппарата с тяжелым грузом требуются большие энергозатраты и расход топлива, как при запуске ракеты. Поперечная и продольная устойчивость летательного аппарата с цилиндрическим крылом в полете также является сомнительными.

Наиболее близким к предлагаемому является способ полета в воздухе летательного аппарата, фюзеляж которого по бокам оснащают парой несущих крыльев с передней кромкой, которую над фюзеляжем загибают вверх и соединяют в единое стреловидное кольцо над задним концом фюзеляжа реактивного самолета горизонтального взлета и посадки, руль направления с вертикальным стабилизатором располагают в верхней задней части фюзеляжа, а заднюю кромку стреловидного кольцевого крыла выполняют прямой или обратной стреловидности заднего конца фюзеляжа [4].

Недостатком известного способа является недостаточное повышение взлетной грузоподъемности летательного аппарата со стреловидными крыльями, концы которых сужают и изгибают в кольцо по мере удаления от фюзеляжа с понижением общей несущей способности кольцевого крыла уменьшенной площади над фюзеляжем в его хвостовой части. Взлет и посадка по данному способу производится при наклоне продольной оси фюзеляжа под углом к горизонту, что ухудшает балансировку загруженного летательного аппарата в воздухе. При взлете по известному способу летательного аппарата под углом к горизонту руль направления размещают только над фюзеляжем на его заднем конце. Устойчивость летательного аппарата в воздухе по предлагаемому способу повышают недостаточно путем конструктивного увеличения площади стреловидного крыла в нижней части кольца.

Технологический результат по способу полета в воздухе летательного аппарата, заключающегося в том, что несущие стреловидные крылья соединяют по бокам фюзеляжа, а их концы загибают вверх и соединяют над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, при этом упомянутые крылья сплющивают по высоте и связывают с верхней частью стабилизатора, который выполняют с рулями направления, аппарат оснащают горизонтальными силовыми установками и стабилизатором, который крепят к верхней задней части фюзеляжа, стойки шасси для горизонтального взлета и посадки выдвигают из фюзеляжа и из закрывающихся створками полостей нижней стороны несущих крыльев, достигается тем, что крылья изготавливают в виде эллипса с положительными углами атаки переднего и заднего полуэллипса и нулевым углом атаки по бокам, передний и обратный задний эллипсы изготавливают с соразмерной или разной площадью, при этом центр давления и центр тяжести располагают между задними и передними кромками соответственно переднего и заднего полуэллипсов упомянутого крыла, боковые участки с нулевым углом атаки оснащают рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылок, которые со стороны разворота борта фюзеляжа попеременно раскрывают и после поворота фюзеляжа в воздухе закрывают, задние кромки эллипсного несущего крыла с обеих сторон корпуса и руля направления по концам фюзеляжа оснащают рулями с возможностью безнаклонного для продольной оси фюзеляжа набора высоты, а эллипсное крыло по всей ширине крепят спереди к носовой части фюзеляжа. При этом способ отличается тем, что: фюзеляж устанавливают в горизонтальной сквозной полости крыла на плоских передних и задних консолях, роль которых выполняют стабилизаторы с рулями направления; полукольцо или кольцо несущего крыла выполняют с обратной боковой стреловидностью; аппарат оснащают дополнительным полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y- или Х-образную форму и совмещенным с упомянутыми крыльями, а упомянутые крылья относительно продольной оси фюзеляжа устанавливают повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием Х-образной формы сверху, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло крепят к фюзеляжу через вертикальные и/или наклонные продольные плоские консоли, а взлет, полет и посадку аппарата производят без продольного наклона фюзеляжа.

Предлагаемые изобретения поясняются чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид легкомоторного летательного аппарата с эллипсным скошенным назад крылом прямой боковой стреловидности; фиг.2 - вид А фиг.1; фиг.3 - вид Б фиг.А; фиг.4 - общий вид легкомоторного летательного аппарата со сквозным щелевым проемом между передними прямыми кромками прямой нижней и обратной верхней боковой стреловидностью; фиг.5 - вид Г фиг.4; фиг.6 - вид В фиг.4; фиг.7 - общий вид легкомоторного летательного аппарата с эллипсным скошенным вперед крылом обратной боковой стреловидности; фиг.8 - вид Д фиг.7; фиг.9 - общий вид тяжелогруженого транспортного летательного аппарата с прямой и обратной верхней и боковой стреловидностью эллипсного несущего крыла; фиг.10 - вид Е фиг.9; фиг.11 - вид Ж фиг.9; фиг.12 - общий вид летательного аппарата с прямой боковой и верхней стреловидностью нижнего переднего полуэллипса и обратной боковой и верхней стреловидностью верхнего и нижнего задних полуэллипсов Y-образного сбоку несущего составного крыла; фиг.13 - вид 3 фиг.12; фиг.14 - вид И фиг.12; фиг.15 - общий вид летательного аппарата с прямой боковой и верхней стреловидностью верхнего и нижнего переднего полуэллипсов и обратной боковой и верхней стреловидностью верхнего заднего полуэллипса Y-образного сбоку несущего составного крыла; фиг.16 - вид К фиг.15; фиг.17 - общий вид транспортного летательного аппарата с эллипсными крыльями прямой и обратной боковой Х-образной стреловидностью; фиг.18 - вид Л фиг.17; фиг.19 - вид М фиг.17; фиг.20 - общий вид транспортного летательного аппарата с эллипсными несущими совмещенными крыльями прямой и обратной верхней Х-образной стреловидностью; фиг.21 - вид Н фиг.20; фиг.22 - вид О фиг.20; фиг.23 - общий вид реактивного летательного аппарата с эллипсным несущим крылом обратной стреловидности; фиг.24 - общий вид реактивного летательного аппарата с эллипсным несущим крылом прямой стреловидности; фиг.25 - вид П и Р соответственно фиг.23 и фиг.24.

Предлагаемой способ повышения взлетной грузоподъемности и устойчивости летательного аппарата в воздухе реализуется конкретным устройством, состоящим из продолговатого в горизонтальной плоскости фюзеляжа 1, горизонтальных силовых установок 2, несущих стреловидных крыльев 3 по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты кверху и выше центра давления и центра тяжести летательного аппарата соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой 4 (фиг.1-25), при этом скошенное кольцевое крыло 3 выполнено приплюснутым по высоте и связанным с верхней частью стабилизатора 5 с рулями направления 6 (фиг.1-6, 9-19, 23-25), нижней частью стабилизатора 7 с рулями направления 8 (фиг.7-8), со стабилизаторами 9 (фиг.20-22), установленными по центру фюзеляжа или со стабилизаторами 10 с рулями направления 11, установленными в носовой части фюзеляжа (фиг.7, 8, 15 16, 17-19), а стойки 12 шасси 13 выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полостей с нижней стороны несущего крыла, причем приплюснутое по высоте кольцевое крыло изготовлено спереди в виде эллипса 14 с положительным углом атаки переднего 15 и заднего 16 полуэллипсов и нулевым углом атаки несущего крыла по бокам 17 эллипса 14. В плане заднее полукольцо 16 эллипсного крыла 14 выполнено с обратной переднему полукольцу 15 стреловидностью. Легкомоторные летательные аппараты выполнены с уменьшающейся к концу фюзеляжа 1 площадью эллипсного крыла 3 (фиг.1-3, 7-8, 12-14, 15-16, 17-19), а также, как и тяжелогруженые транспортные и грузовые летательные аппараты, выполнены с соразмерной (почти равной) площадью переднего 15 и обратного ему по стреловидности заднего 16 полуэллипса несущего крыла 3, при этом центр давления и центр тяжести тяжелогруженых транспортных и грузовых летательных аппаратов расположены в сквозном вертикальном проеме 18 (фиг.3, 7, 10, 14, 16, 19) или в поперечной относительно продольной оси 19 фюзеляжа 1 щели 20, которые размещены между задними 21 и передними 4 кромками соответственно переднего 15 и заднего 16 полуэллипсов несущего крыла. Боковые участки 17 эллипсного крыла с нулевым углом атаки выполнены с рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылок 22 (фиг.15-16, 17-19, 20-22, 23, 24), каждая из которых выполнена из открывающихся одновременно в разные стороны створок относительно боковых вертикальных участков 17 плоскости несущего крыла 3 и поочередно на его боковых краях. Задние кромки 21 и 23 соответственно переднего и заднего полуэллипсного несущего крыла 3 по концам фюзеляжа 1 оснащены рулями 24 набора высоты, а эллипсное крыло по всей ширине спереди может крепиться к носовой части фюзеляжа 1, сзади - к хвостовой части и по центру фюзеляжа 1 через наклонные или вертикальные продольные плоские консоли 25. Полукольцо 16 или кольцо несущего крыла может быть выполнено обратной боковой стреловидности (фиг.7, 8, 14, 23), а также совмещенным с дополнительным полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y-(фиг.12, 15, 16) или Х-образную (фиг.17, 18) форму, причем два совмещенных скошенных кольцевых несущих крыла прямой и обратной стреловидности относительно продольной оси фюзеляжа могут быть установлены повернутыми к горизонту на 90° градусов с образованием сверху Х-образной формы, при этом в местах соединения колец эллипсов между собой несущее крыло крепится к фюзеляжу 1 через вертикальные и наклонные продольные плоские консоли 9 (фиг.20, 21, 22). Поворот фюзеляжа 1 относительно продольной оси 19 производится рулями 26. При приземлении летательного аппарата открываются закрылки 27.

Способ повышения взлетной грузоподъемности и устойчивости летательного аппарата в воздухе предложенным устройством реализуется следующим образом. При взлете летательного аппарата по предлагаемому способу при наборе по аэродрому необходимой горизонтальной скорости вниз опускают рули 24 набора высоты на несущем крыле 3 в носовой и хвостовой части фюзеляжа 1. После одновременного отрыва от земли колесное шасси 13 в носовой и хвостовой части фюзеляжа 1 убирают с помощью стоек 12 в фюзеляж 1 и в полости с нижней стороны несущего крыла. При наборе необходимой высоты полета без наклона фюзеляжа к линии горизонта рули 24 набора высоты устанавливают в нейтральное положение, а управление летательного аппарата производят попеременным или одновременным отклонением в вертикальной плоскости рулей 6, 11 поворота на стабилизаторах 5, 10 направления, а также путем наклона вниз несущего эллипсного крыла 3 в сторону поворота с помощью рулей 26. Поворот фюзеляжа 1 в воздухе может быть осуществлен путем открытия в сторону поворота на несущем крыле двухстворчатых закрылок 22 (фиг.15-24). При приземлении без наклона продольной оси 19 фюзеляжа 1 к горизонту рули 24 высоты отворачивают вверх на обеих концах фюзеляжа 1 и над землей выпускают колесные шасси 13 и под несущим крылом 3 в носовой части фюзеляжа 4 - закрылки 27, а для торможения пробега летательного аппарата на земле по обеим сторонам несущего крыла 3 при наличии выпускают также двухстворчатые закрылки 22 (фиг.15-24).

Для легкомоторных летательных аппаратов (фиг.1-8) и для истребителей (фиг.23-25) при минимальных габаритах фюзеляжа размах несущего крыла может быть уменьшен в 1,5-1,7 раза по сравнению с существующими двукрылыми конструкциями. При тех же габаритах, что и двукрылые конструкции тяжелогруженых транспортных и грузовых летательных аппаратов (фиг.9-22), эллипсное несущее крыло позволяет увеличить его взлетную грузоподъемность на 50%-80% при увеличении по ширине или высоте габаритов фюзеляжа вдвое. При взлете и посадке, а также во время полета существенно повышается устойчивость летательного аппарата в воздухе. При разгрузке тяжелого летательного аппарат в воздухе или неравномерной загрузке фюзеляжа не требуется его дополнительная балансировка с помощью дополнительного балластного груза, а балансировку в воздухе производят путем регулирования углов отклонения каждого руля набора высоты в носовой и хвостовой части фюзеляжа.

Источники информации

1. Ж-л «Изобретатель и рационализатор», №2, 1990 г. - с.6-7 (аналог по способу и устройству).

2. Ж-л «Юный техник», №4-5, май 1992 г. - с.66 (аналог по способу и устройству).

3. Ж-л «Юный техник», №4-5, май 1992 г. - с.67.

4. Патент США 4365773, 1982 г. (прототип).

1. Летательный аппарат, состоящий из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, концы которых загнуты вверх, соединены над задним концом фюзеляжа в кольцо со скошенной назад вдоль всей длины фюзеляжа передней кромкой, стабилизатора, который прикреплен к верхней задней части фюзеляжа, стоек шасси для горизонтального взлета и посадки, которые выполнены выдвигающимися из фюзеляжа и из полости нижней стороны упомянутых крыльев, при этом упомянутые крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления, отличающийся тем, что упомянутые крылья изготовлены в виде эллипса с положительным углом атаки переднего и заднего полуэллипсов и нулевым углом атаки по бокам, передний и обратный задний полуэллипсы выполнены с соразмерной площадью или постоянно уменьшающейся к концу фюзеляжа площадью, при этом центр давления и центр тяжести расположены между задними и передними кромками соответственно переднего и заднего полуэллипсов упомянутого крыла, образующих сквозной вертикальный проем, боковые участки выполнены с рулями направления в виде вертикальных двухстворчатых закрылков, каждый из которых выполнен из открывающихся одновременно в разные стороны створок относительно боковых вертикальных участков и поочередно, задние кромки переднего и заднего полуэллипсов крыла по концам фюзеляжа оснащены рулями набора высоты, крыло по всей ширине прикреплено спереди к носовой части фюзеляжа.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж установлен в горизонтальной сквозной полости крыла на плоских передних и задних консолях, выполненных в виде стабилизаторов с рулями направления.

3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутые крылья выполнены в виде кольца или полукольца обратной боковой стреловидности.

4. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным полукольцевым или кольцевым крылом с обратной боковой стреловидностью, образующим сбоку соответственно Y- или Х-образную форму и совмещенным с упомянутыми крыльями.

5. Способ полета в воздухе, заключающийся в использовании летательного аппарата, отличающийся тем, что используют летательный аппарат по любому из пп.1-4.

6. Способ полета в воздухе по п.5, отличающийся тем, что набор высоты производят без продольного наклона фюзеляжа.