Патент 2466061

Аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей

Группа изобретений относится к области авиации. Варианты аэролета характеризуются как содержащие силовую установку, фюзеляж и фрагменты крыла. Комплект фрагментов крыла содержит несущие и управляющие поверхности и средства установки на фюзеляже. Фрагмент крыла содержит силовой набор из лонжерона, стрингера и нервюр. Фюзеляж содержит силовой каркас из шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки. Шпангоуты и лонжероны выполнены с отверстиями для крепления фрагментов крыла. Реверсивное устройство двигателя содержит шарнирно установленные в корпусе створки, закрывающие окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток. Воздухозаборник аэролета с реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, имеет вход каждого воздушного канала к двигателю с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов переменной глубины. Варианты системы управления содержат ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси, и кнопку электропривода переключения нижнего комплекта фрагментов. Способы создания подъемной силы, полета, управления в полете, взлета, посадки и работы реверса тяги характеризуются использованием воздушных и газовых потоков. Группа изобретений направлена на упрощение инфраструктуры обеспечения полетов и уменьшение объема техобслуживания. 24 н. и 23 з.п. ф-лы, 30 ил.

Группа изобретений относится к авиационной отрасли - авиаперевозкам и авиастроению, преимущественно к производству летательных аппаратов государственной, корпоративной и экспериментальной авиации и их эксплуатации, а именно к конструкции, технологии производства и использования поршневых и реактивных аэролетов местных, среднемагистральных и межконтинентальных сообщений, эксплуатация которых возможна без аэродромной инфраструктуры.

Мировая экономика вынуждена нести большие затраты на производство, использование двух технологий авиастроения - самолетной и вертолетной вследствие невозможности безаэродромных авиаперевозок самолетами. Даже несмотря на более высокую себестоимость вертолетной технологии для изготовителя и существенно меньшую экономичность вертолетных перевозок по грузоподъемности и скорости относительно самолетных, производители и потребители считают такое раздвоение авиастроения неизбежным. Эксплуатационные свойства самолетной технологии существенно ухудшаются из-за потребности в аэродромах с дорогостоящими взлетно-посадочными полосами и светотехническим оборудованием, что многократно ограничивает объем самолетных перевозок, транспортные затраты потребителей с резким увеличением риска перевозчиков и потребителей самолетной технологии.

Так как заявленная аэролетная технология более экономична, чем самолетная, в производстве и на порядок более экономична в перевозках по грузоподъемности, производить самолеты и вертолеты означает совершать экономическое преступление и следует в экстренном порядке переводить авиастроение на предлагаемую единую технологию эксплуатации и производства летательных аппаратов.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Недостатки поршневых самолетов местных авиасообщений или СЛА определены компоновкой, в которой точки приложения аэродинамических сил, действующих в полете на аппарат, конструктивно разнесены в горизонтальной плоскости от гравитационных по разные стороны - направленные вверх суммарные подъемные силы в центре давления каждой полуплоскости крыла и хвостового оперения и направленная вниз сила тяжести аппарата в точке, ориентированной у вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа в месте, определяемом центровкой аппарата. Так как в большинстве компоновок ось винта поршневого двигателя на оси фюзеляжа располагается на его переднем конце, в воздушном потоке от винта попадает средняя лишь часть несущих поверхностей крыла и хвостовое оперение. Соответственно даже на взлетном режиме работы двигателя обтекание этих частей недостаточно для создания суммарной подъемной силы, большей взлетного веса аппарата, что возможно лишь после обтекания всей несущей плоскости на опасно увеличенной для данного этапа полета скорости аппарата. Но и в воздухе эта компоновка не достаточно хорошо обеспечивает устойчивость и маневренность аппарата без дополнительного усложнения элеронами крыла, механизации его и систем управления ими, а также постоянного контроля экипажем (пилотом) положения аппарата и исправления случайно возникшего крена из-за разбалансировки боковых моментов на полуплоскостях. 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 она остается настолько высокой, что последствия нештатных ситуаций на посадке имеют катастрофичные 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 ВПП (взлетно-посадочных полос), их износ и дороговизна строительства и периодического ремонта также не относятся к достоинствам аэродинамического принципа в производстве авиатехники и летной практике. Большие площади ВПП, рулежных дорожек и светотехнического оборудования полос и рулежных дорожек дополнительно к стоимости капитального строительства и дороговизне билетов и прочих услуг авиатехнических усугубляют расположение аэропортов на большом удалении от городов с дополнительными расходами и неудобствами пользования услугами авиации. Между тем, глобальной по масштабу задачей является проблема обеспечения услугами авиатехники местных авиалиний, что в российских просторах является единственной возможностью решить транспортную проблему. 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 600 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 подъемной силы их, условно названной аэростатической, а аппараты летательные - элсавелетами.

Аэростатическая подъемная сила незаслуженно ограниченно применяется в прикладной аэродинамике, например, в способе проведения экспериментов в аэродинамической трубе, пат. РФ №2063014, G01М 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, увеличивая транспортные расходы. А важность улучшения надежности перевозок авиатехникой посредством использования закона обращения движения следует из анализа статистики летных катастроф, являющихся следствием летных происшествий, отказа авиатехники и дефицита времени у экипажа 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 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, т.е. в аэродинамическую.

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. Основную задачу усовершенствования самолетов традиционной компоновки, использующих только аэродинамический принцип преобразования энергии в подъемную силу, специалисты-разработчики самолетов считают возможным решить, не исключая «монополии» этого принципа в авиастроении и перевозках, а только улучшая ВПХ (взлетно-посадочные характеристики) освоенных промышленностью самолетов за счет двукратного разделения газового потока в передней и задней парах отклоняемых сопел (ЯК-141).

Транспортный самолет по пат. РФ №2094307, В64С 1/00, 33/02, за 1994 год имеет в хвостовой части двигатели в диффузоре, выполненном со щелями отсоса, связанные воздуховодами с эжектирующей и напорной системами с соплами. Щели отсоса выполнены на кромке комбинированного устройства, соединены со входами двигателей и снабжены средствами регулировки и изменения направления вектора тяги.

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 аэродинамических свойств их посредством улучшения формы фюзеляжа: уплощения нижней поверхности передней части фюзеляжа в первом решении и носовой плавно расширяющейся части его 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.

Комплект несущих плоскостей известных в науке и выпускаемых промышленностью самолетов состоит из одного, по крайней мере, крыла и двух полуплоскостей или одной плоскости хвостового оперения.

По а.с. 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 а.с. №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 с выполнением верхней поверхности 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.

Вход воздуховодного канала двигателей, интегрированных в хвостовую часть фюзеляжа выпускаемых промышленностью самолетов, расположен на верхнем секторе фюзеляжа (например, ТУ-154), на нижнем (самолеты Сухого), на установленных на боковых пилонах мотогондолах или в зоне пристыковки корневого конца полуплоскости крыла к фюзеляжу. Входы на верхнем секторе имеют круглую форму, на нижнем - прямоугольную со смещением нижней стороны входа назад, а входы в стыках сходной кромки крыла с боковыми секторами фюзеляжа - вертикально вытянутого овала.

Такое расположение входов не обеспечивает создание подъемной силы неподвижного самолета.

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 самолетов.

В науке известны решения усовершенствования способа создания подъемной силы, как, например, способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата с отбором разогретого газа для обдува поверхностей его через зоны локального выдува, описанный в патенте РФ №2282563, В64С 21/04, за 2004 год.

Описанные решения улучшения обдува несущих поверхностей не улучшают аэродинамического принципа создания подъемной силы ЛА, а только улучшают ВПХ (взлетно-посадочные характеристики), как и изменение направления вектора тяги СКВПП/СВПП или применение специальных подъемных устройств, описанных в заявке 2005105277/11, В64С 29/00.

Известен также вихревой способ создания подъемной силы, описанный в пат. №2116224, 2144886, в заявке PST/RU №9900052 и в проекте «Новая технология создания самолетов короткого/вертикального взлета-посадки (СКВП/СВПП, http:belants.narod.ru/aerotech.htm #2).

За более чем сто лет использования авиации государства и общества основательно усвоили недостатки полетов самолетов традиционной компоновки на аэродинамическом принципе с избыточными и не оправдываемыми физическими законами и здравым смыслом разбегами-пробегами по ВПП, с обреченностью благополучного завершения полета в экстренной ситуации на удалении от ВПП, которые стали основанием для поиска решений, улучшающих ВПХ. И первое на правление улучшения ВПХ - использование подъемных двигателей, оказалось бесперспективным не только из-за практически нулевой полезной нагрузки, но и неизбежной при этом эрозии почвы и попадания газов на вход в двигатель. Улучшение ВПХ СВПП с увеличенной энерговооруженностью (до 16, 7 ! ) с двукратным разделением газового потока и вертикальное истечение их через четыре отклоняемых сопла не обеспечивает прочие характеристики до величины, делающей целесообразным их применение в гражданских авиаперевозках.

К тому же, 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 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, описанном 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.

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 вертикальных взлета-посадки с вертикальным положением осей валов воздушных винтов и с последующим переводом их в горизонтальное положение для перехода в горизонтальный полет.

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.

По патенту РФ №2349505, В64С 29/04, 1/00, 13/00, 15/00, 19/00, 25/36, за 2007 год известен способ управления ЛА, заключающийся в том, что управление положением его в аэродинамическом полете совмещают со струйным на отдельных режимах и этапах полета посредством распределения обтекания частей несущих поверхностей.

Описанные в этом и других решениях 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.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому решению - аэролету является самолет (реактивный аэролет) «Максинио», описанный в пат. РФ №2349505. Он состоит из фюзеляжа с несущей плоскостью и хвостовым оперением с рулями направления и тангажа, кабиной экипажа, пассажирским или грузовым отсеком, двигателем, системой управления и топливной, напорной и эжектирующей магистралями воздуховодов для отобранного от двигателя воздуха.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому фюзеляжу является фюзеляж летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2270135, В64С 1/00 за 2004 год. Он содержит силовой набор и соединенную с ним обшивку, корпус его разделен перегородками на герметичную часть - пилотскую кабину с пассажирским салоном или грузовым отсеком, проемами для дверей и окон, бортовыми системами, хвостового оперения и несущих плоскостей.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому комплекту фрагментов крыла является комплект несущих плоскостей летательного аппарата схемы «утка», описанный в пат. РФ №2000251, В64С 39/12, за 1992 год. Он состоит из двух полуплоскостей монокрыла, соединенных центропланом с фюзеляжем, двух полуплоскостей хвостового оперения и переднего горизонтального оперения бипланной схемы.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому фрагменту крыла является крыло для летательного 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.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому воздухозаборнику является воздухозаборник, описанный в а.с. 1510285, В64С 21/02, 23/06, за 1987 год. Он содержит основной и вспомогательный воздушные тракты. Вспомогательный тракт имеет вход на верхней поверхности крыла в виде плоских щелей с изменяемой геометрией проходного сечения с размахом, равным полуразмаху поперечного сечения крыла.

Расположение входа вспомогательного тракта на верхней поверхности несущей плоскости над основным трактом определяет ограниченную эффективность его на углах отрывного обтекания и соответственно применение его для управления аппаратом в этом режиме.

Наиболее близким по технической сути к заявляемой системе управления является система управления летательным аппаратом вертикального взлета-посадки, описанная в пат. СССР №799636, В64С 29/00, 13/04, за 1981 год. 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.

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 зависания его, 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 (турбореактивный двигатель двухконтурный) с регулировкой посредством переключения его.

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 газовоздушными потоками большой скорости перпендикулярных фюзеляжу 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, 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 способу управления аэролетом является способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, описанный в пат. РФ №2272746, В64С 9/00, 21/04, за 2004 год. Он 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.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому реверсу тяги аэролета является реверс тяги двигателя НК-8-2У, описанный в главе 3, стр.78-81, рис.47-49 «Дополнения к техническому описанию двигателя НК-8-2У, 82У.000.501 ДД». Он состоит из корпуса реверса с решетками в окнах, перекрываемых створками, шарнирно установленными в соосных опорах, расположенных горизонтально на противоположных боковых секторах корпуса. Конец каждого жестко соединенного со створками приводного рычага соединен с силовым воздушным цилиндром, соединенным рукавом с полостью двухполосной проставки. Лопатки решеток реверса дополнительно отклоняют выходящий через них газовый поток после включения реверса при пробеге самолета по ВПП, располагающийся в верхнем и нижнем секторах фюзеляжа самолета. Механизм включения реверса имеет блокировки створок реверса в каждом из положений после их перекладки.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу работы реверса является способ работы реверса тяги реактивного аэролета, описанный в патенте 2349505.

Он содержит разблокировку створок для перекладки и их блокировку в переложенном положении, разделение газового потока на части и взаимодействие газового потока с лопатками решеток реверса для создания обратной тяги в режиме торможения или зависания с одновременным включением отбора воздуха на обдув несущих поверхностей и эжектирования его в сопло после обдува.

Более чем вековая конструктивная недоработка разработчиков самолетов - поперечное расположение несущей поверхности - обуславливает не только весьма существенное снижение безопасности авиаперевозок и полетов, не только их экономическую эффективность, но и ряд других, не менее экономически не выгодных недостатков. Строящаяся на Курильских островах трехкилометровая ВПП символизирует не только дорогостоящую аэродромную инфраструктуру авиаперевозок и полетов, но и тенденцию ее удорожания при сохранении парка летательных аппаратов известных компоновок - самолетов и вертолетов. Стратеги и эксперты развития транспорта и услуг его практически внедрили в умы администраторов, принимающих решение о путях развития сети транспортных услуг и авиации, крайнюю необходимость вторых и даже третьих ВПП с соответствующим расширением площадей аэродромов. На самом деле это крайне неумное решение из-за его крайней дороговизны строительства и эксплуатации со столь же дорогим ремонтом их.

У самого первой модели самолета с поршневым двигателем избыточным ресурсом является воздушный поток от винта и совершенно не рациональное, не разумное его использование преобразованием в столь опасную на взлете и посадке скорость горизонтальную. Точно также «безмысленно» преобразуется избыточный ресурс реактивных самолетов - воздушный поток в компрессоре или/и втором контуре и газовоздушный поток на выходе сопла. В подъемную силу преобразуется горизонтальная скорость и потому необходимы ВПП с аэродромной инфраструктурой и взлетный режим с его децибелами. Попытка использования винта для создания только подъемной силы также обуславливает увеличение и себестоимости и ухудшение экономичности вертолета и по скорости, и по грузоподъемности. СВПП уже практически доказали неперспективность отклонения тяги с разделением струи из-за недостаточной полезной нагрузки и эрозии даже металлического покрытия в точке касания.

РАСКРЫТИЕ ГРУППЫ ИЗОБРЕТЕНИЙ

Группа изобретений решает задачи обеспечения надежности авиаперевозок с одновременным улучшением эксплуатационных возможностей аэролетов «Максинио» посредством внедрения единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов, со снижением степени влияния человеческого фактора на безопасность техники и полетов, с одновременным упрощением инфраструктуры обеспечения полетов, улучшением экономичности их эксплуатации и уменьшением объема техобслуживания их при увеличенном объеме услуг.

Суть изобретения безаэродромного аэролета, содержащего силовую установку на переднем конце фюзеляжа, кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливную систему и шасси, состоит в том, что на фюзеляже его установлен один, по крайней мере, комплект фрагментов крыла секторной, консольной или линейной формы, последовательно установленных на всей длине фюзеляжа, по крайней мере, при этом последний из них имеет шарнирно установленный на его задней кромке руль тангажа, руль курса на заднем конце фюзеляжа установлен на оси в вертикальной плоскости симметрии поперечного сечения его, на боковых секторах фюзеляжа или на киле заднего фрагмента, расположенного на верхнем или нижнем секторе фюзеляжа.

В качестве силовой установки компоновка имеет винтомоторный блок с винтом, диаметр которого создает воздушный поток, обтекающий фрагменты.

Дополнительно к комплекту фрагментов на верхнем секторе фюзеляжа на нижнем его секторе установлен второй комплект их, лонжерон и стрингер каждого из которых имеет отгибы вверх для установки их на фюзеляже.

Между расположенными симметрично вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, верхним и нижним комплектами фрагментов закреплен один, по крайней мере, комплект консольных фрагментов на каждом боковом секторе фюзеляжа, передний и/или задний выполнен с рулями тангажа, а рули курса - на стойке кабины и на осях боковых секторов.

Каждый фрагмент верхнего и нижнего сектора аэролета выполнен в секторной форме, эквидистантной поверхности фюзеляжа.

Каждый фрагмент аэролета расположен с радиальным смещением относительно предыдущего.

Каждый фрагмент его и фюзеляж выполнены из композитного материала.

Аэролет с частью фрагментов крыла его, по крайней мере, выполненных с возможностью регулирования угла атаки их изменением расстояния до фюзеляжа входной, выходной кромок или их одновременного расположения посредством системы переключения их на взлетный или посадочный угол атаки.

Аэролет с входной кромкой каждого фрагмента комплектов или, по крайней мере, консольных из них, расположенной в аэродинамической «тени» предыдущего элемента.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет один сектор фюзеляжа его, нижний, по крайней мере, и установленный на нем комплект фрагментов, выполненный с возможностью переключения комплекта в положение увеличенного аэродинамического качества посредством создания экранного эффекта.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет на приборной доске экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке снабжен набором программ выбора рейсов перевозок с расчетом режимов полета и учетом погодных условий, потребного для полета топлива и расхода его в полете.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, дополнительно к рулю курса, установленному на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, снабжен вторым рулем курса на киле верхнего сектора переднего конца его фюзеляжа.

Каждый руль курса на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа и на переднем киле и руль тангажа выполнены из двух панелей с возможностью одновременного отклонения обеих панелей в разные стороны или только одной из них в свою сторону.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, в качестве силовой установки в его компоновку установлен ТВД (турбовинтовой двигатель), ТРДД или ТРД (турбореактивный двигатель), от которого на фюзеляже смонтированы трубопроводные магистрали подвода воздуха от компрессора, входного направляющего аппарата или от второго контура к щелевым распределителям на передней кромке несущих фрагментов и магистрали эжектирования этого воздуха воздуходухозаборниками на задней кромке фрагмента в сопло двигателя, а также магистрали подвода воздуха от двигателя к щелям струйного руля на киле с рулем курса.

Газотурбинный двигатель аэролета, установленный внутри хвостовой части фюзеляжа, соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе фюзеляжа за задней кромкой последнего несущего фрагмента, выполненном со входом с размерами и формой, соответствующими кромке секторного или прямолинейного фрагмента перед ним, а предкромочным распределителем и закромочным воздухозаборником снабжен наиболее удаленный от воздухозаборника двигателя первый фрагмент.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, мотогондола реактивного двигателя которого на верхнем секторе заднего конца фюзеляжа имеет входной направляющий аппарат, соединенный с воздухозаборником в форме секторного или прямолинейного фрагмента перед ним и магистрали подвода и эжектирования воздуха обдувающего, по крайней мере, к наиболее удаленным от входа воздухозаборника двигателя фрагментам.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, дополнительно к двигателю в мотогондоле верхнего сектора и фрагментам на нем, на боковых секторах фюзеляжа установлены комплекты фрагментов и пилон для реактивного двигателя за ними, на мотогондоле каждого из которых укреплен воздухозаборник с длиной щелевого входа на консолях, равной длине боковых консольных фрагментов с круговым увеличением середины щели и магистралями подвода воздуха обдува удаленных от мотогондолы фрагментов и эжектирования его в сопло двигателя.

Мотогондолы на боковых пилонах хвостовой части снабжены щелевыми удлинителями входа в консолях воздухозаборника или овальными, с числом и расположением соответственно числу комплектов консольных фрагментов на боковых секторах, а магистралями подвода воздуха на обдув и эжектирования его в сопло соединены с двигателем удаленные от мотогондол первые фрагменты этих консольных комплектов.

Магистралями подвода воздуха от двигателя к передним кромкам и эжектирования его воздухозаборниками от задних кромок в сопло двигателя снабжены отдельные несущие элементы одного комплекта, например через один, или все фрагменты комплекта с возможностью регулирования подъемной силы фрагментов этого комплекта, например на боковых секторах фюзеляжа.

Аэролет, содержащий систему управления и шасси, имеет силовую установку, фюзеляж, фрагмент и/или комплект их, выполненный с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптированы или модернизированы на сжатый природный газ, фюзеляж снабжен герметичным отсеком для установки одного, по крайней мере, баллона сжатого природного газа, или полость одного, по крайней мере, фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.

Аэролет, содержащий фюзеляж, систему управления, шасси и топливную систему, снабженную емкостью для воды, испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением, наиболее пригодным для разложения воды на водород и кислород - второй гармоникой излучения газового лазера с длиной волны