Комбинированный летательный аппарат, оснащенный устройством парирования момента и способ образования дополнительного вращающего момента для указанного летательного аппарата

Комбинированный летательный аппарат, оснащенный устройством парирования момента и способ образования дополнительного вращающего момента для указанного летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к области устройств парирования момента летательных аппаратов с вращающимися несущими поверхностями, предназначенных, в частности, для оснащения комбинированных летательных аппаратов, т.е. летательных аппаратов, содержащих по меньшей мере одну вращающуюся несущую поверхность и по меньшей мере одно неподвижно установленное крыло.

Настоящее изобретение относится к комбинированному летательному аппарату, оснащенному устройством парирования момента. Это устройство парирования момента создает дополнительный вращающий момент, который добавляется к основному вращающемуся моменту, образуемый основным устройством парирования момента, которым оснащен комбинированный летательный аппарат для противодействия вращающему моменту ротора. Этот вращающий момент ротора обусловлен ответным действием несущего винта летательного аппарата крутящему моменту двигателя, используемого для приведения во вращение этого несущего винта. Действительно, этот вращающий момент ротора вращает фюзеляж летательного аппарата, поворачивая относительно вертикальной оси в направлении, противоположном направлению несущего винта. Следовательно, основное устройство парирования момента предназначено для того, чтобы придавать фюзеляжу летательного аппарата поворотное движение относительно вертикальной оси в результате воздействия основного вращающего момента в направлении, аналогичном направлению крутящего момента двигателя.

Летательные аппараты с вращающимися несущими поверхностями представляют собой летательные аппараты, которые принципиально отличаются от других оснащенных двигателями летательных аппаратов их способностью хорошо перемещаться как во время полета на крейсерской скорости на высоких скоростях, так и во время полета на малых скоростях, а также при совершении полета в режиме висения. Такая способность обеспечена за счет использования по меньшей мере одной вращающейся несущей поверхности по существу с вертикальной осью вращения, которой оснащен летательный аппарат. Вращающаяся несущая поверхность расположена сверху фюзеляжа летательного аппарата и обозначается выражением «несущий винт». Этот несущий винт обеспечивает, по меньшей мере, частично аэродинамическую подъемную силу и движение вперед летательного аппарата.

Летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью в целом отличается тремя преобладающими направлениями: продольным направлением X, которое вытянуто от передней части летательного аппарата к задней части летательного аппарата; вертикальным направлением Z, которое вытянуто снизу вверх перпендикулярно продольному направлению X; и поперечным направлением Y, которое вытянуто слева направо перпендикулярно продольному направлению Х и вертикальному направлению Z.

Продольное направление X является продольной осью летательного аппарата, поперечное направление Y - его поперечной осью, а вертикальное направление Z - его вертикальной осью. Ось вращения несущего винта по существу близка вертикальной оси летательного аппарата.

Несущий винт содержит множество лопастей и приводится во вращение силовой установкой летательного аппарата посредством основной системы передачи мощности. Для обеспечения его уравновешенного состояния вокруг вертикальной оси летательный аппарат оснащен основным устройством парирования момента, создающим основной вращающий момент вокруг вертикальной оси. Этот основной вращающий момент позволяет, с одной стороны, противодействовать и удерживать в состоянии равновесия вращающий момент ротора, а с другой стороны, обеспечивать способность к маневрированию летательного аппарата вокруг его вертикальной оси, в частности, при полете в режиме висения или на особых этапах полета.

Существуют различные конструкции основных устройств парирования момента для летательных аппаратов с вращающимися несущими поверхностями.

Например, основное устройство парирования момента представлено вспомогательным ротором, расположенным, как правило, в задней части летательного аппарата, на конце хвостовой балки летательного аппарата. Этот вспомогательный ротор может быть неподвижным или вращающимся и приводиться во вращение силовой установкой летательного аппарата посредством вспомогательной системы передачи мощности. Основное устройство парирования момента также может представлять собой воздушную струю, направленную главным образом в поперечном направлении Y и расположенную, как правило, на оконечной части хвостовой балки летательного аппарата. Согласно данным двум примерам, основное устройство парирования момента создает усилие в поперечном направлении на уровне хвостовой балки летательного аппарата, создавая затем основной вращающий момент вокруг вертикальной оси.

Согласно другому примеру, основное устройство парирования момента образовано двумя винтами, расположенными в поперечном направлении с одной и другой стороны фюзеляжа летательного аппарата. Эти два винта приводятся во вращение силовой установкой летательного аппарата посредством вспомогательной системы передачи мощности и образуют усилия в продольном направлении. Эти два винта обеспечивают также, частично или в полном объеме, движение вперед летательного аппарата в зависимости от этапа полета летательного аппарата. Разница между продольными усилиями, образованными, соответственно, каждым винтом, позволяет образовывать основной вращающий момент вокруг вертикальной оси.

Независимо от того, какое основное устройство парирования момента используется, необходимо обеспечить механической силой это основное устройство парирования момента для создания необходимого основного вращающего момента. Эта механическая сила, приводящая в действие устройство парирования момента, добавляется к механической силе, необходимой для приведения в движение несущего винта. Силовая установка летательного аппарата должна, таким образом, обеспечить механическую силу, достаточную для приведения в движение одновременно и несущего винта, и основного устройства парирования момента.

Кроме того, механическая сила, необходимая как на уровне несущего винта, так и основного устройства парирования момента, меняется в зависимости от этапа полета. Этапы взлета и полета в режиме висения, как правило, являются этапами, требующими самых больших усилий, что касается механической силы.

Кроме того, летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью может содержать по меньшей мере одно неподвижно установленное крыло, обеспечивающее, частично или в полном объеме, аэродинамическую подъемную силу летательного аппарата во время полета на большой скорости. Неподвижно установленное крыло, например, расположено в поперечном направлении с одной и другой стороны фюзеляжа летательного аппарата под несущим винтом и обозначается в последующем термином «крыло». Такой летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оснащенный двумя крыльями, расположенными, соответственно, с одной и другой стороны фюзеляжа летательного аппарата, часто обозначается выражением «комбинированный летательный аппарат».

Согласно данному типу конструкции, крылья летательного аппарата испытывают воздействие аэродинамических факторов несущего винта. В частности, при полете в режиме висения или во время взлета, когда оно оказывается полностью погруженным в воздушный поток, образуемый как ответное действие аэродинамической подъемной силе несущего винта, каждое крыло испытывает воздействие аэродинамического лобового сопротивления, направленного вниз, которое образует отрицательную аэродинамическую подъемную силу, называемую «отрицательной подъемной силой». Эта отрицательная подъемная сила частично противодействует аэродинамической подъемной силе, создаваемой несущим винтом, и должна быть компенсирована увеличением аэродинамической подъемной силы несущего винта, равной и направленной в противоположном направлении этой отрицательной подъемной силе. Для увеличения аэродинамической подъемной силы несущего винта механическая сила, обеспечиваемая силовой установкой летательного аппарата, должна быть, таким образом, увеличена в равной степени.

Видно, что механическая сила, необходимая для обеспечения полета летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью в режиме висения или также при его взлете и без того большая, оказывается повышенной для комбинированного летательного аппарата. Кроме того, отмечается, что эта механическая сила, необходимая при полете в режиме висения или при взлете, не ограничивается потребной тягой несущего винта для удерживания в равновесии веса летательного аппарата, но и в два раза больше, с одной стороны, для приведения в действие основного устройства парирования момента, а с другой стороны, для компенсирования отрицательной подъемной силы каждого крыла, обдуваемого воздушным потоком, образуемым как ответное действие аэродинамической подъемной силе несущего винта комбинированного летательного аппарата.

В целях упрощения, в описании в дальнейшем будет использоваться выражение «воздушный поток несущего винта» для обозначения воздушного потока, образуемого как ответное действие аэродинамической подъемной силе несущего винта.

Следовательно, механическая сила, обеспечиваемая для осуществления полета в режиме висения, а также для взлета, часто представляет собой параметр, рассчитываемый для силовой установки летательного аппарата и носящий ограничительный характер для его общих летно-технических характеристик. Действительно, уменьшение этой механической силы, необходимой для осуществления полета в режиме висения или также для взлета, может быть важным источником улучшения общих летно-технических характеристик летательного аппарата. Известно, в частности, что уменьшение мощности, необходимой при полете в режиме висения, на 1,5% для расчетного лимита мощности на валу позволяет увеличить общую взлетную массу по существу на 1% и, как следствие, грузоподъемность летательного аппарата, которая повышается приблизительно на 2%-3% для постоянной массы пустого летательного аппарата.

Прежде всего, представляется возможным уменьшить потребность по мощности, необходимой для обеспечения функции парирования момента.

Первое средство заключается в применении для обеспечения аэродинамической подъемной силы летательного аппарата двух несущих винтов, вращающихся в противоположных направлениях, вращающиеся моменты которых приводятся в уравновешенное состояние. Таким образом, на летательном аппарате не требуется никакого устройства парирования момента. Два несущих винта могут быть расположены на летательном аппарате в поперечном направлении, в продольном направлении или также соосно.

И наоборот, использование двух несущих винтов, расположенных в поперечном направлении или в продольном направлении, требует соединения двух несущих винтов посредством передаточных валов мощности для синхронизации их движений в любых условиях обстановки. Этот тип конструкции чаще всего предусмотрен для летательных аппаратов большой грузоподъемности, но не применим для летательных аппаратов средней или малой грузоподъемности.

Использование двух соосных несущих винтов, хорошо адаптированных к любому типу летательных аппаратов, очень сложно с механической точки зрения в связи с использованием, в частности, двух концентрических валов вращения, а также двух систем управления шагом лопастей этих несущих винтов. Кроме того, лопасти двух несущих винтов никогда не должны противодействовать друг другу независимо от того, какими являются вертикальные движения деформации или вращения, которые на них воздействуют, что выдвигает дополнительные требования по установке и/или по прочности этих несущих винтов.

Второе средство заключается в приведении во вращение единственного несущего винта не механической системой передачи мощности, но путем размещения движителей воздуха, расположенных на каждой из лопастей. Таким образом, несущий винт свободно вращается на своей оси без какого-либо вращающего момента или также с очень небольшим вращающим моментом, связанным исключительно с трением вала несущего винта на подшипниках. Небольшой дополнительный вращающий момент вместе с тем может быть образован путем приведения в действие необходимого вспомогательного оборудования, такого как, например, гидравлические насосы или дополнительные электрогенераторы. Таким образом, достаточно основного устройства парирования момента, образующего небольшой вращающий момент по вертикальной оси для удерживания в равновесии остаточного вращающего момента несущего винта и обеспечения маневренности относительно вертикальной оси летательного аппарата в любых условиях полета.

Однако движение вперед в случае большой скорости воздуха реализуется с небольшим коэффициентом полезного действия. Следовательно, несмотря на необходимость основного устройства парирования момента, образующего небольшой вращающий момент, потребная тяга силовой установки летательного аппарата существенно увеличена для компенсации этого небольшого коэффициента полезного действия. С другой стороны, очень сильный шум, образуемый в результате этого движения вперед воздуха с большой скоростью, представляет собой серьезный недостаток этой конструкции.

Третье средство заключается в придании хвостовой балке летательного аппарата асимметричной формы, которая образует поперечную аэродинамическую силу, когда она обдувается окружающим ее воздушным потоком, в частности воздушным потоком несущего винта. Эта поперечная аэродинамическая сила позволяет создавать вращающий момент по вертикальной оси, частично противодействующий вращающему моменту ротора.

И наоборот, эта асимметричная форма не является достаточной для удерживания полностью в равновесии вращающего момента ротора, но позволяет уменьшить механическую силу, необходимую основному устройству парирования момента. Основное устройство парирования момента, таким образом, всегда необходимо, в частности на малой скорости. Эта асимметричная форма может быть заменена обдувкой воздухом одной из сторон этой хвостовой балки.

Для комбинированных летательных аппаратов представляется также возможным уменьшить известным образом отрицательную подъемную силу крыльев. С этой целью каждое крыло летательного аппарата снабжено подвижными закрылками, например, на его задней кромке. Подвижные закрылки позволяют регулировать аэродинамическую подъемную силу каждой совокупности, образованной крылом и закрылком или закрылками, которые оно содержит.

В нижеследующем описании под выражением «совокупность крыла и закрылка» будет обозначаться совокупность, образованная крылом и закрылком или закрылками, которые она содержит для каждой стороны продольного направления X. Совокупность крыла и закрылка расположена, таким образом, с первой стороны фюзеляжа комбинированного летательного аппарата в продольном направлении X, а другая совокупность крыла и закрылка расположена со второй стороны фюзеляжа в этом продольном направлении X.

Когда летательный аппарат совершает полет на крейсерской скорости и полет на большой скорости, каждый подвижный закрылок, как правило, является продолжением профиля крыла с небольшим или нулевым углом отклонения, оптимизируя, таким образом, аэродинамическую подъемную силу крыла и сводя к минимуму его паразитное аэродинамическое лобовое сопротивление.

Кроме того, асимметричное перемещение закрылков с одной и другой стороны фюзеляжа позволяет осуществлять управление летательным аппаратом по крену. Действительно, аэродинамические нагрузки аэродинамической подъемной силы совокупности крыла и закрылка, таким образом, различны с одной и другой стороны фюзеляжа и приводят, помимо всего прочего, к перемещению летательного аппарата вокруг его продольной оси.

На малой скорости, и в частности во время полета в режиме висения и при взлете, закрылки могут быть ориентированы вниз, образуя угол, составляющий почти девяносто (90°) градусов с крылом, для вывода за пределы воздушного потока несущего винта заднюю часть совокупности крыла и закрылка, занятой закрылками. Закрылки также могут быть выдвижными и заходить внутрь крыла. Поверхность каждой совокупности крыла и закрылка, подвергающаяся воздействию воздушного потока несущего винта, оказывается, таким образом, уменьшенной, снижая отрицательную подъемную силу, обусловленную совокупностью крыла и закрылка. Следовательно, мощность, необходимая на уровне несущего винта, уменьшена благодаря наличию подвижных закрылков, как и потребная тяга силовой установки летательного аппарата. Перемещение подвижных закрылков может управляться пилотом летательного аппарата или, возможно, автопилотом, которым оснащен этот летательный аппарат.

Однако отрицательная подъемная сила всегда создается воздушным потоком несущего винта на каждой совокупности крыла и закрылка. Действительно, размер закрылков ограничен ограничениями по габаритам, прочности и дополнительной массе. Следовательно, мощность, необходимая на уровне несущего винта, а также мощность на уровне основного устройства парирования момента вместе с тем увеличены по сравнению с аналогичным летательным аппаратом, не содержащим крыла.

Таким образом, представляется интересным предложить средство, позволяющее уменьшить механическую силу, необходимую для основного устройства парирования момента, в целях уменьшения механической силы, необходимой для силовой установки летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

Известны, например, документы US 2575886, US 2008/0272244, US 4928907 и GB 570455, в которых приводится описание летательного аппарата, содержащего несущий винт для аэродинамической подъемной силы, два крыла, расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа и, возможно, один или два толкающих воздушных винта. Ни в одном из этих документов не приводится описание летательного аппарата, оснащенного хвостовым винтом парирования момента. Действительно, устройство парирования момента этих летательных аппаратов использует воздушный поток несущего винта для создания аэродинамической подъемной силы, который обдувает аэродинамические конструктивные элементы для образования аэродинамических сил и, следовательно, вращающего момента, противодействующего вращающему моменту ротора.

Таким образом, согласно документу US 2575886, летательный аппарат содержит множество поворотных закрылков на каждом крыле и на фюзеляже. Согласно документам US 2008/0272244, US 4928907 и GB 570455, совокупность крыльев является управляемой, а каждое крыло содержит по меньшей мере один закрылок, поворотный относительно крыла. Ориентированность закрылков и/или крыльев позволяет, таким образом, в результате обдувания воздушным потоком несущего винта, создающего аэродинамическую подъемную силу, образовывать эти аэродинамические силы и, следовательно, вращающий момент, противодействующий вращающему моменту несущего винта. Эти закрылки и/или эти крылья могут быть идентичными с одной и другой стороны фюзеляжа.

Кроме того, документы US 2006/0157614, JP 2003/220999 и US 2005/0151001 представляют часть предшествующего технологического уровня техники по изобретению.

Таким образом, задачей настоящего изобретения является разработка комбинированного летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью, содержащего устройство парирования момента, позволяющее уменьшить механическую силу, необходимую для основного устройства парирования момента, и, следовательно, уменьшить механическую силу, требуемую силовой установке комбинированного летательного аппарата.

Согласно изобретению, комбинированный летательный аппарат определен продольным направлением X, вытянутым от передней части летательного аппарата к задней части летательного аппарата, вертикальным направлением Z, вытянутым снизу вверх перпендикулярно продольному направлению X и поперечным направлением Y, вытянутым слева направо перпендикулярно продольному направлению X и вертикальному направлению Z.

Этот комбинированный летательный аппарат содержит:

- фюзеляж;

- несущий винт, расположенный сверху фюзеляжа, содержащий множество лопастей и приводимый во вращение вокруг оси, по существу параллельной вертикальному направлению Z;

- основное устройство парирования момента, создающее основной вращающий момент, противодействующий вращающему моменту ротора, образующемуся в результате вращения несущего винта;

- по меньшей мере одно крыло, расположенное ниже несущего винта и вытянутое по существу в поперечном направлении Y, и

- по меньшей мере два закрылка, расположенных ниже несущего винта; причем по меньшей мере один закрылок расположен на первой стороне фюзеляжа согласно продольному направлению X и по меньшей мере один закрылок расположен на второй стороне фюзеляжа; причем каждый закрылок вытянут по существу в поперечном направлении Y; причем каждый закрылок соединен с крылом и подвижен по отношению к этому крылу.

Согласно изобретению, каждый закрылок соединен или с общим аэродинамическим крылом, или с отдельным аэродинамическим крылом.

С каждой стороны фюзеляжа комбинированного летательного аппарата каждое крыло, таким образом, образует с закрылком или закрылками, которые с ним соединены, совокупность крыла и закрылка.

Под термином «общее аэродинамическое крыло» понимается крыло, расположенное с одной и другой стороны продольного направления X и находящееся под фюзеляжем летательного аппарата или также сверху этого фюзеляжа.

Под термином «отдельное аэродинамическое крыло» понимается крыло, прикрепленное к фюзеляжу летательного аппарата и вытянутое только с одной стороны продольного направления X. Летательный аппарат содержит, таким образом, по меньшей мере два крыла; причем по меньшей мере первое крыло расположено на первой стороне продольного направления X, а по меньшей мере второе крыло расположено на второй стороне фюзеляжа.

Предпочтительно каждый закрылок размещен на уровне задней кромки крыла.

Перемещение каждого закрылка управляется исполнительным устройством, таким как силовой цилиндр или даже двигатель. Это исполнительное устройство может воздействовать на закрылок непосредственно или также опосредованно, например, посредством системы тяг и рычагов. Кроме того, вычислительное устройство управляет каждым исполнительным устройством для осуществления управления перемещением закрылка.

Этот комбинированный летательный аппарат примечателен тем, что совокупность крыла и закрылка, расположенная на первой стороне фюзеляжа, и совокупность крыла и закрылка, расположенная на второй стороне фюзеляжа, обладают различными коэффициентами продольной аэродинамической силы C_T и предпочтительно противоположными знаками, когда они подвергаются воздействию в основном воздушного потока несущего винта. Этот воздушный поток несущего винта создает, таким образом, продольные аэродинамические силы предпочтительно противоположной направленности, на этих совокупностях крыла и закрылка с одной и другой стороны фюзеляжа, и, следовательно, дополнительный вращающий момент добавляется к основному вращающему моменту.

При полетах, во время которых осуществляется движение вперед комбинированного летательного аппарата, совокупности крыла и закрылка подвергаются воздействию воздушного потока, в основном ориентированного в продольном направлении от передней части к задней части летательного аппарата, и образованы путем движения вперед летательного аппарата. Совокупности крыла и закрылка, расположенные ниже несущего винта, также подвергаются воздействию воздушного потока, в основном направленного вниз и образованного как ответное действие аэродинамической подъемной силе несущего винта. На этапах полета в режиме висения и при взлете, а также во время полетов на малой скорости, совокупности крыла и закрылка, таким образом, подвержены в основном и даже исключительно воздействию этого воздушного потока несущего винта. Кроме того, каждая совокупность крыла и закрылка имеет аэродинамический профиль, образующий вертикальную и продольную аэродинамические силы, когда совокупности крыла и закрылка подвержены воздействию этого воздушного потока; причем этот воздушный поток будет образован в результате движения вперед летательного аппарата или также как ответное действие аэродинамической подъемной силе несущего винта. Эти вертикальная и продольная аэродинамические силы, образованные на каждой совокупности крыла и закрылка, зависят соответственно от коэффициента вертикальной аэродинамической силы C_N и коэффициента продольной аэродинамической силы C_T каждой совокупности крыла и закрылка.

Правила знака коэффициентов вертикальной C_N и продольной C_T аэродинамической сил определены системой отсчета, образованной продольным Х, поперечным Y и вертикальным Z направлениями.

Коэффициент продольной аэродинамической силы C_T совокупности крыла и закрылка ориентирован в продольном направлении X и является, таким образом, положительным от передней кромки крыла к задней кромке, т.е. от передней части летательного аппарата к задней части летательного аппарата.

Коэффициент вертикальной аэродинамической силы C_N совокупности крыла и закрылка ориентирован в вертикальном направлении Z и, таким образом, является положительным снизу вверх и отрицательным сверху вниз.

Предпочтительно коэффициенты продольных аэродинамических сил C_T каждой совокупности крыла и закрылка, таким образом, являются, согласно изобретению, различными и благоприятным образом с противоположными направлениями с одной и другой стороны фюзеляжа. Действительно, главным результатом изобретения является создание продольных аэродинамических сил, образованных воздушным потоком несущего винта, воздействующего на эти совокупности крыла и закрылка; причем эти продольные аэродинамические силы существенным образом различны и благоприятным образом с противоположными направлениями с одной и другой стороны фюзеляжа.

Таким образом, с первой стороны фюзеляжа летательного аппарата первая продольная аэродинамическая сила, образованная на каждой совокупности крыла и закрылка, предпочтительно направлена к задней части летательного аппарата, а со второй стороны фюзеляжа вторая продольная аэродинамическая сила, образованная на каждой совокупности крыла и закрылка, направлена предпочтительно к передней части летательного аппарата. Первая сторона фюзеляжа, для которой первая продольная аэродинамическая сила направлена к задней части летательного аппарата, определена согласно направлению вращения несущего винта летательного аппарата для того, чтобы дополнительный вращающий момент, образованный в результате асимметрии между первой и второй продольными аэродинамическими силами, был ориентирован в том же направлении, что и вращающий момент несущего винта, и противодействовал, таким образом, вращающему моменту ротора.

Следовательно, дополнительный вращающий момент вокруг оси, параллельной вертикальному направлению Z, добавляется к основному вращающему моменту для противодействия вращающему моменту ротора, образованному в результате вращения несущего винта летательного аппарата.

Совокупности крыла и закрылка, а также несущий винт посредством воздушного потока несущего винта образуют, таким образом, устройство парирования момента, участвующее, как дополнение к основному устройству парирования момента, в уравновешивании вращающего момента ротора летательного аппарата.

Таким образом, основной вращающий момент, который обеспечивается основным устройством парирования момента летательного аппарата, может быть уменьшен. Кроме того, этот дополнительный вращающий момент возник на основе воздушного потока несущего винта и образуется, таким образом, без обеспечения дополнительной механической силы на уровне этого несущего винта. Механическая сила, необходимая на уровне этого основного устройства парирования момента, таким образом, уменьшена, и, следовательно, необходимость в механической силе на уровне силовой установки летательного аппарата также уменьшена.

Предпочтительно эти продольные аэродинамические силы имеют противоположные направления и обладают равной интенсивностью с одной и другой стороны фюзеляжа летательного аппарата для образования этого дополнительного вращающего момента без появления паразитной силы, способной нарушить уравновешенное состояние летательного аппарата.

Однако интенсивность этих продольных аэродинамических сил может быть различной с одной и другой стороны фюзеляжа летательного аппарата. Продольная паразитная сила, соответствующая разнице между интенсивностью этих продольных аэродинамических сил, появляется, таким образом, с одной стороны летательного аппарата; причем эта продольная паразитная сила может быть направлена к передней части или к задней части летательного аппарата. Эта продольная паразитная сила, таким образом, должна быть компенсирована дополнительной продольной аэродинамической силой, образованной в результате продольного поворота плоскости вращения лопастей несущего винта, для сохранения полета в режиме стабильного висения летательного аппарата без того, чтобы это представляло существенный недостаток для применения изобретения.

Аналогичным образом, эти продольные аэродинамические силы могут иметь такое же направление, причем их интенсивность является различной. Дополнительный вращающий момент, таким образом, образуется разницей между интенсивностью этих продольных аэродинамических сил и продольной паразитной силой, появляющейся с одной и другой стороны фюзеляжа.

Кроме того, закрылки могут быть ориентированы различным образом относительно воздушного потока несущего винта с одной и другой стороны фюзеляжа для того, чтобы коэффициенты продольных аэродинамических сил C_T совокупностей крыла и закрылка были различными с одной и другой стороны фюзеляжа.

Согласно первому способу практического осуществления изобретения, комбинированный летательный аппарат содержит по меньшей мере два отдельных крыла, размещенных соответственно с одной и другой стороны фюзеляжа относительно продольного направления X и вытянутых по существу согласно поперечному направлению Y. Крылья неподвижно установлены относительно фюзеляжа летательного аппарата и размещены под несущим винтом.

Согласно второму способу практического осуществления изобретения, комбинированный летательный аппарат содержит только одно общее крыло, расположенное с одной и другой стороны фюзеляжа относительно продольного направления X и вытянутое по существу согласно поперечному направлению Y. Это общее крыло неподвижно установлено относительно летательного аппарата и размещено под несущим винтом.

Общим для этих двух способов практического осуществления изобретения является то, что закрылки подвижны относительно крыльев; причем перемещение закрылков определено углом отклонения. Аэродинамические профили крыльев идентичны с одной и другой стороны фюзеляжа так же, как и аэродинамические профили закрылков.

Известно, что закрылки могут быть отклонены относительно крыльев, изменяя, таким образом, коэффициенты продольных C_T и вертикальных C_N аэродинамических сил и совокупности крыла и закрылка. Также во время полета на крейсерской скорости каждый закрылок, как правило, расположен как продолжение крыла по существу с нулевым углом отклонения.

На малой скорости и, в частности, во время полета в режиме висения или на этапе взлета закрылки могут быть расположены вниз с углом отклонения, почти равным девяноста (90°) градусам, для того чтобы уменьшить отрицательную подъемную силу каждой совокупности крыла и закрылка.

Согласно изобретению, на этапах полета в режиме висения и взлета асимметричные углы отклонения закрылков с одной и другой стороны фюзеляжа позволяют образовывать на совокупностях крыла и закрылка с одной и другой стороны фюзеляжа различные, с благоприятными противоположными направлениями продольные аэродинамические силы. Следовательно, дополнительный вращающий момент, который добавляется к основному вращающему моменту, образован этими продольными аэродинамическими силами. Углы отклонения закрылков различны с одной и другой стороны фюзеляжа, но составляют почти 90° для того, чтобы, с одной стороны, максимально уменьшить отрицательную подъемную силу каждой совокупности крыла и закрылка, а с другой стороны, образовывать этот дополнительный вращающий момент.

Предпочтительно этот дополнительный вращающий момент, частично участвующий в удержании в равновесии вращающего момента ротора, обеспечивается, таким образом, без оказания негативного влияния на совокупности крыла и закрылка, в частности на их функции уменьшения отрицательной подъемной силы, и ни приводя при этом к повышению показателя сложности, увеличению массы или стоимости летательного аппарата; причем закрылки и их механизмы перемещения остаются неизменными. Следовательно, силовая установка летательного аппарата, таким образом, может быть оптимизирована с учетом этого дополнительного вращающего момента.

Таким образом, следует отметить, что эффективность устройства парирования момента и уменьшения отрицательной подъемной силы совокупностей крыла и закрылка непосредственно связана с поверхностью закрылков. Например, закрылки, длины хорд которых меньше 20% длины хорды крыла, приводят лишь к небольшому уменьшению этой отрицательной подъемной силы и основного вращающего момента, не подтверждая оправданность наличия закрылков и механизмов их перемещения. И наоборот, закрылки, обладающие очень большим размером, безусловно, очень эффективны как для образования дополнительного вращающего момента, так и для уменьшения этой отрицательной подъемной силы. Однако, напряжения, связанные с их габаритными размерами, механизмами, необходимыми для их перемещений, и возникающими нагрузками, делают их в целом малоинтересными по сравнению с другими устройствами, такими как, например, полностью поворачивающееся крыло.

Следовательно, для достижения представляющего интерес компромиссного решения между эффективностью закрылков и их напряжениями, обусловленными установкой, длина хорды каждого закрылка составляет от 20% до 35% длины хорды крыльев.

Кроме того, для максимального уменьшения отрицательной подъемной силы совокупностей крыла и закрылка плоскость, покрытая закрылками в направлении размаха крыла, т.е. в поперечном направлении Y, должна быть максимальной. Например, закрылки вытянуты от стенки фюзеляжа до края крыла или до внешней границы воздушного потока несущего винта, если он не покрывает полностью поверхность крыла.

Кроме того, для поверхностей определенных крыльев и закрылков для оптимизации эффективности устройства парирования момента плечи асимметричных продольных аэродинамических сил должны быть максимальными. С этой целью закрылки должны быть максимально возможно удалены от фюзеляжа летательного аппарата.

Однако, если по меньшей мере один толкающий воздушный винт расположен на крыле, то по существу продольный воздушный поток каждого толкающего воздушного винта направлен на часть крыла. В этом случае закрылки должны быть расположены на каждом крыле вне зоны, которая подвержена воздействию этого по существу продольного воздушного потока толкающего воздушного винта. Действительно, отклонение закрылка, находящегося в такой зоне крыла, обдуваемого воздушным потоком толкающего воздушного винта, образует другое продольное усилие, направленное к задней части летательного аппарата, противодействуя, таким образом, усилию продвижения вперед, создаваемого толкающим воздушным винтом, и уменьшая свою эффективность. Кроме того, это другое продольное усилие уменьшает также эффективность основного устройства парирования момента, что может образовать толкающий воздушный винт или толкающ