Патент на изобретение №2376204

(54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И СПОСОБ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат состоит из фюзеляжа, горизонтальных силовых установок, несущих стреловидных крыльев по бокам фюзеляжа, стабилизатора и стоек шасси. Крылья приплюснуты по высоте и связаны с верхней частью стабилизатора, который выполнен с рулями направления. 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 площадью или уменьшающейся к концу фюзеляжа площадью. Боковые участки крыльев выполнены с рулями направления. Задние кромки переднего и заднего полуэллипсов крыла по концам фюзеляжа оснащены рулями высоты. Крыло по всей ширине прикреплено спереди к носовой части фюзеляжа. Изобретение направлено на повышение грузоподъемности летательных аппаратов. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 25 ил.

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).

Формула изобретения

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.

РИСУНКИ