Самолет вертикального взлета и посадки

Самолет вертикального взлета и посадки

Реферат

Изобретение относится к легкой транспортной авиации и может быть использовано для создания маломестных безаэродромных летательных аппаратов с высокой экономичностью полета в диапазоне дальностей от 10 до 6000 км.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (далее СВВП), содержащий расположенный на заднем торце фюзеляжа подъемно-маршевый источник тяги, хвостовой стабилизатор и хвостовое шасси, обеспечивающее вертикальную ориентацию продольной оси фюзеляжа на земле. Причем шасси содержит закрепленные на концах плоскостей крыла и стабилизатора гидравлические цилиндры амортизаторов с консольными штоками, на концах которых закреплены опорные площадки или колеса (см. Нелюбин Л.Л. Иллюстрированный военно-технический словарь./ По ред. Зломанова. М.: Воениздат, 1968 г., стр.262, фиг.41).

При взлете и посадке такой самолет движется главным образом по вертикали, что создает предпосылки для обеспечения безопасности при отказе техники на любом этапе влета или посадки, т.к. на вертикальных участках полета сохраняется возможность возвращения на посадочную площадку небольших размеров, а горизонтальные эволюции совершаются на достаточно большой высоте, в связи с чем устраняется необходимость пологих подходов к посадочной площадке для выполнения глиссады. Практическая реальность использования указанной схемы СВВП может быть обеспечена только за счет высокой тяговооруженности самолета, что связано с возможностью создания достаточно легких двигателей. Необходимые технические решения в этой части в настоящее время имеются (см., например, заявку на изобретение №2008102344).

Однако недостатком известной схемы СВВП является то, что указанные выше принципиальные предпосылки для обеспечения достаточно высокой для гражданского использования безопасности полета технически не решены. Так, для обеспечения безопасного приземления при отказе двигателя или системы управления на высотах 2 -15 метров, когда парашют не успеет раскрыться, требуется иметь большой ход посадочных амортизаторов. Но при консольной конструкции штоков амортизаторов, а также при закреплении их на концах плоскостей это приводит к недопустимому увеличению массы конструкции самолета и к снижению коэффициента полезной нагрузки. Масса конструкции особенно существенно возрастает, если учесть возможность появления при аварийной посадке значительной скорости поперечного движения самолета относительно земли.

Целью изобретения является повышение безопасности самолета вертикального взлета и посадки до уровня, обеспечивающего возможность его использования в гражданской авиации, а также повышение коэффициента полезной нагрузки и обеспечение возможности взлета и посадки на площадки малых размеров, в частности в городе.

Предлагается СВВП, содержащий расположенные на заднем торце фюзеляжа подъемно-маршевый источник тяги, хвостовой стабилизатор и хвостовое шасси, обеспечивающее вертикальную ориентацию продольной оси фюзеляжа на земле и снабженное телескопическими амортизаторами. Цель достигается тем, что хвостовое шасси выполнено в виде телескопических стержней, каждый из которых одним концом шарнирно прикреплен к фюзеляжу, а другим концом соединен с растяжкой, снабженной механизмом изменения своей длины и пропущенной через расположенную в той же меридиональной плоскости самолета плоскость хвостового стабилизатора, прикрепленного к заднему торцу фюзеляжа посредством штанги изменяемой длины. При такой схеме телескопические стержни амортизаторов работают исключительно на сжатие, передают нагрузку непосредственно на фюзеляж и могут иметь большую длину при незначительном увеличении массы конструкции самолета. Это позволяет обеспечить большой ход амортизации, а следовательно, и приемлемые перегрузки, а также боковую устойчивость при аварийной посадке. Кроме того, в крейсерском режиме телескопические стержни большой длины за счет втягивания растяжек в плоскость стабилизатора ориентируются вдоль потока, что обуславливает высокое аэродинамическое качество и экономичность полета на больших субзвуковых скоростях.

Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием и чертежом, на котором изображен предлагаемый СВВП при стоянке на земле - разрез плоскостью зеркальной симметрии. Штрихпунктирной линией с одной точкой показана конфигурация самолета в режиме вертикального взлета и посадки. Штрихпунктирной с двумя точками показано расположение телескопических стержней в крейсерском режиме.

Предлагаемый СВВП содержит фюзеляж 1, разделенный поперечной перегородкой 2 на кабину и двигательный отсек. В зоне расположения перегородки 2 к фюзеляжу 1 посредством цилиндрических шарниров 3 прикреплены телескопические стержни 4 хвостового шасси. Каждый из стержней 4 состоит из гидравлического цилиндра 5 и штока 6. На наружном конце штока 6 посредством сферического шарнира закреплена опорная площадка 7, к которой в свою очередь, прикреплена гибкая растяжка 8. На заднем торце фюзеляжа установлен на подшипнике винт 9 изменяемого шага, выполняющий функцию подъемно-маршевого источника тяги. Винт 9 снабжен кожухом 10. Сквозь подшипник винта пропущена штанга 11 изменяемой длины, например телескопическая. Корневое звено штаги 11 закреплено в двигательном отсеке, а на нижнем конце штанги 11 закреплен крестообразный стабилизатор 12. Оптимальное число плоскостей стабилизатора - четыре, и оно равно числу телескопических стержней 4 шасси. Причем стержни 4 шасси расположены в тех же меридиональных плоскостях самолета, что и соответствующие плоскости стабилизатора 12. При этом растяжки 8 пропущены через полости соответствующих плоскостей стабилизатора и соединены между собой в точке «а». Внутри каждой плоскости стабилизатора имеется направляющий ролик 13, взаимодействующий с соответствующей растяжкой 8. От общей точки «а» растяжек 8 отходит гибкий элемент 14 растяжки, который через полость штанги 11 соединен с механизмом изменения длины, выполненным, например, в виде лебедки 15. Каждый из телескопических стержней 4 снабжен пружиной 16, служащей для отведения стержня в сторону и для предварительного натяжения растяжки 8. Полость гидравлического цилиндра 5 каждого из стержней 4 сообщается с баком 17 посредством управляемого дросселя 18, соединенного каналом управления с регулятором 19, служащим для регулирования давления в гидроцилиндрах 5 и для координации процесса сжатия телескопических стержней при ударе о землю. Вход регулятора 19 соединен с датчиками перемещений штоков 6 (не показаны). Крыло 20 немного смещено относительно плоскости расположения стержней шасси. Лонжерон 21 крыла пропущен под перегородкой 2. Крыло может не иметь никакой механизации, в том числе и элеронов. Вся система аэродинамического управления может сводиться к рулям 22 крестообразного стабилизатора 12. В носовой части фюзеляжа расположена катапульта парашюта 23. Она закреплена с возможностью изменения ориентации. В кабине могут быть размещены в один ряд два анатомических кресла 24, закрепленных шарниром 25 на перегородке 2 фюзеляжа и снабженных механизмом поворота кресел в этом шарнире.

На стоянке оба кресла 24 совмещены с проемом люка 26, чем обеспечивается удобство посадки и высадки людей на стоянке. При этом штоки 6 телескопических стержней 4 полностью вдвинуты в цилиндры 5, а штанга 11 вдвинута в двигательный отсек. Поэтому проем люка 26 находится невысоко над землей. Непосредственно перед стартом кресла 24 опрокидывают назад, а люк 26 закрывают. Тягу винта 9 быстро увеличивают до 1,5-2х величин взлетного веса самолета, после чего самолет быстро набирает скорость, двигаясь по вертикали. При этом в первые моменты взлета штоки 6 телескопических стержней 4 выдвигаются из гидроцилиндров 5 под действием небольшого избыточного давления жидкости, поддерживаемого в баке 17. При этом растяжки 8 за счет изменившегося угла между ними выдвигают стабилизатор 12 вниз, удлиняя штагу 11 и разматывая гибкий элемент 14 с лебедки 15. В результате стержни 4 и стабилизатор 12 принимают положение, показанное пунктирной линией с одной точкой. В таком положении стержни 4 готовы принять на себя удар о землю и саммортизировать его всем своим ходом. Необходимость в этом может возникнуть вследствие отказа двигателя или системы управления на малой высоте, когда парашют 23 не успеет раскрыться, несмотря на его катапультирование. Управление самолетом с первых моментов взлета и далее производится отклонением рулей 22 крестообразного стабилизатора 12, который выполняет также и функцию элеронов. При этом эффективность работы рулей 22 на малых скоростях полета обеспечивается за счет обдува стабилизатора 12 винтом 9. После набора безопасной высоты самолет плавно переводят в режим горизонтального полета, а стержни 4 шасси прижимают к концам соответствующих плоскостей стабилизатора 12, и они принимают положение, изображенное штрихпунктирной линией с двумя точками. Это осуществляется путем укорочения гибкого элемента 14 лебедкой 15. При этом часть растяжки 8, огибая ролики 13, втягивается в полость штанги 11. Задним расположением винта предотвращается срыв потока обтекания фюзеляжа с укороченной хвостовой частью.

Для посадки снижают скорость полета до предела несущей способности крыла и выстреливают парашют 23 перпендикулярно оси фюзеляжа вверх. При этом горизонтальное движение самолета сменятся вертикальным снижением хвостом вниз со скоростью, контролируемой величиной тяги винта 9. В это же время, освобождая гибкий элемент 14 лебедкой 15, производят разведение стержней 4 шасси. Точное наведение на посадочную площадку производится отклонением оси фюзеляжа рулями 22 стабилизатора 12, что приводит к появлению горизонтальных ускорений. В момент касания опорных площадок 7 земли начинается вдвигание штоков 6 в гидроцилиндры 5. При этом перегрузка и ориентация фюзеляжа контролируются работой регулятора 19, воздействующего на дроссели 18 гидроцилиндров. Регулятор изменяет проходное сечение дросселей 18 в соответствии со скоростью вдвигания штоков 6 в первый момент их касания с землей. Эта скорость определяется по указанным выше датчикам перемещений штоков 6. Если соответствие между скоростью в момент касания и сопротивлением дросселей 18 установлено правильно, то полное торможение будет совпадать с полным вдвиганием штоков 6 в гидроцилиндры 5. В случае отказа двигателя или системы управления снижение производят исключительно на парашюте 23. При этом большой ход штоков 6 обеспечивает возможность использовании парашюта небольших размеров при удержании перегрузки в пределах 25G, что для горизонтального положения человека в анатомическом кресле допустимо.

Ориентировочная оценка основных параметров предлагаемого самолета следующая: взлетная масса двухместного СВВП порядка 300 кг, крейсерская скорость 800 км/час, максимальная мощность двигателя 200 кВт с возможностью резервирования до 400 кВт, расход топлива в крейсерском режиме 1,5 кг/100 км, расход топлива на взлетно-посадочный цикл 0,3 кг, максимальная дальность полета порядка 6000 км.

Предлагаемый самолет позволит решить проблему быстрого и комфортного передвижения человека в пригородной зоне, а также между городами и между континентами более экономично и безопасно, чем это достигается сейчас за счет применения автомобилей и аэробусов.

Самолет вертикального взлета и посадки, содержащий расположенные на заднем торце фюзеляжа подъемно-маршевый источник тяги, стабилизатор и хвостовое шасси с телескопическим амортизатором, обеспечивающее вертикальную ориентацию продольной оси фюзеляжа на земле, отличающийся тем, что телескопический амортизатор одним концом шарнирно соединен с фюзеляжем, а другим концом соединен с растяжкой, снабженной механизмом изменения своей длины и пропущенной через плоскость стабилизатора, прикрепленного к торцу фюзеляжа посредством штанги изменяемой длины.