Патент на изобретение №2378156

(54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

(57) Реферат:

Изобретение относится к стабилизированным вращением летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки и может быть использовано, в частности, в исследовательской и разведывательной областях. ЛА содержит выполненный в виде фигуры вращения корпус, одноканальную систему управления движением корпуса в режиме вращения и устройство для стартовой закрутки аппарата. Корпус снабжен расположенными по его периферии, в плоскости вращения или под углом к ней крыльями. На верхней поверхности корпуса выполнена спиральная аэродинамическая насадка, которая служит для возбуждения вихревого характера обтекания ЛА воздушным потоком. Имеются также один аксиальный или несколько тангенциальных турбореактивных двигателей для формирования реактивного газового потока. На их сопла установлены газодинамические насадки. Они служат для создания вращающего момента путем разбиения вектора тяги на аксиальную и тангенциальные составляющие. Сопла насадок расположены на нижней поверхности корпуса, а насадка указанного аксиального турбореактивного двигателя выполнена многозаходной спиральной. Указанные крылья могут выполняться с радиально-переменным углом атаки в виде моно, бинарной или роторно-решетчатой конструкции. Устройство для стартовой закрутки может содержать приподнятый над подстилающей поверхностью круг с роликами (в случае одноразового использования). В другом варианте на нижней поверхности ЛА могут быть установлены такие приспособления, как шарнирные шасси, фиксируемые в режиме раскрутки тангенциально. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и областей применения вращающегося ЛА с пятью степенями свободы движения. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области техники летательных аппаратов (ЛА) и самодвижущихся снарядов (СС). В связи с возможностью достижения необычных для известных ЛА и СС технических свойств при сочетании летных и тактико-технических характеристик самолета, вертолета и крылатой ракеты (КР), что будет показано ниже, предлагаемый аппарат может найти самое разнообразное практическое применение как в гражданских, так и в военных целях: в качестве ЛА для наблюдения подстилающей поверхности, воздушной, водной и подводной акватории как в режиме барражирующего полета, так и в режиме длительного зависания, например для обнаружения пожаров, косяков промысловых рыб, терпящих бедствие судов, как носитель всевозможной наступательной, оборонительной и разведывательной аппаратуры, например кассет точного оружия (ТО) индивидуального наведения в составе разведывательно-ударных комплексов (РУК), аппаратуры радиолокационного и оптического наблюдения за воздушной обстановкой, лазерной подсветки целей и т.д. Как высокоманевренный аппарат с вертикальным взлетом, не требующий больших оборудованных летных полей, он сможет скрытно базироваться в любой местности, в т.ч. в горах, а при морском базировании в трюмах малотоннажных кораблей с ограниченными площадками палуб. Отряды таких кораблей, вооруженных предполагаемым носителем с кассетой ударного оружия, смогут уничтожать крупные корабли и авианосные соединения противника, сведя к малозначительной роль крупных авианосцев.

История развития ЛА тяжелее воздуха начинается с 1882 г., когда русский офицер А.Можайский сконструировал, изготовил и поднял в воздух первый самолет. Беспилотные ЛА и СС, оснащенные системой автоматического пилотирования, появились во время Второй мировой войны (ФАУ-1, ФАУ-2). Тогда же немецкие инженеры создали первые в мире СС, снабженные системами самонаведения. К ним относятся зенитные управляемые ракеты (ЗУР) “Вассерфаль”, “Энциан”, “Шметгерлинг”, “Рейнтохтер”.

Особенно бурно развивалась техника ЛА и СС после войны, что привело к созданию множества аппаратов различного класса и назначения. Постепенно сформировались несколько типов ЛА, обладающих высокими характеристиками и значительно отличающихся друг от друга по принципам построения и функционирования, по внешнему виду и функциональному назначению. Это, прежде всего, самолет, вертолет и ракета. Их устройство, перспективы развития достаточно подробно описаны в литературе (1), (2), (3), (4), (5), (6), (7).

Дальнейшее развитие ЛА и СС происходило по двум направлениям. Первое заключалось в совершенствовании параметров известных типов аппаратов с использованием новейших достижений науки, техники и технологий, второе – в создании гибридных аппаратов, сочетающих в себе технические свойства отдельных типов ЛА. Характерным примером такого рода является крылатая ракета (КР).

Однако, несмотря на кажущееся многообразие типов современных ЛА и СС, разнообразие схем внешней аэродинамической и внутренней компоновки, все известные ЛА и СС с позиций механики движения, принципа обеспечения устойчивости и управляемости движения можно разделить всего на две группы. К первой самой многочисленной группе относятся аппараты с шестью степенями свободного движения в пространстве (самолеты, вертолеты, ракеты), ко второй – с пятью степенями, закрученные по шестой степени свободы вокруг оси крена с целью обеспечения естественной стабилизации вращением. В настоящее время аппараты второй группы немногочисленны, к ним относятся вращающиеся зенитные управляемые ракеты (ВЗУР) и вращающиеся управляемые артиллерийские снаряды (ВУАС).

Сравнительный анализ аппаратов первой и второй группы показывает, что они существенно отличаются друг от друга ввиду особенностей механики движения, принципов обеспечения устойчивости и управляемости движения. Аппараты первой группы имеют значительно более сложные принципы построения и функционирования, схемы внешней аэродинамической и внутренней компоновки, более сложные системы стабилизации и пилотирования, что вызвано необходимостью обеспечить стабилизацию и управление угловыми положениями аппарата вокруг трех осей, крена, курса и тангажа, и выработать, соответственно, большое количество управляющих сил и моментов.

Аппаратам второй группы не нужна бортовая система стабилизации, так как они имеют естественную стабилизацию и больший запас устойчивости движения за счет закрутки корпуса, более простые схемы построения и систему управления, что позволяет достигать минимальных массогабаритов при сохранении высоких тактико-технических характеристик. Высокая эффективность вращающихся аппаратов второй группы подтверждена практикой боевого применения ВЗУР и ВУАС «Рэд Ай», «Стрела», «Стингер», «Игла», «Коппер хэд» и «Краснополь». С позиций предложенной классификации кратко рассмотрим известные в настоящее время ЛА и СС.

Широко известен ЛА типа самолет, движение которого в воздушной среде основано на использовании аэродинамической подъемной силы. Самолет содержит единый планер, если он выполнен по интегральной схеме, либо планер, состоящий из составных частей, фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и других элементов; один или более двигателей с реактивной или винтовой тягой, шасси, системы стабилизации, автоматического и ручного пилотирования, заканчивающиеся горизонтальными и вертикальными рулями, элеронами, закрылками и другими элементами, а также многие другие вспомогательные системы. К достоинствам самолета относятся большой диапазон скоростей, высоты, дальности, грузоподъемности. Недостатками являются высокий уровень сложности как конструкции, так и систем стабилизации и управления (в самом простом самолете не меньше 50000 деталей), недостаточный запас устойчивости и управляемости на малых скоростях, особенно во время взлета и посадки, когда управляющие аэродинамические силы и моменты еще малы, а также при атмосферных возбуждениях; сложности в организации базирования, что вызвано необходимостью в дорогом аэродромном обеспечении, включая большие летные поля, а при морском базировании в необходимости постройки дорогих крупнотоннажных авианесущих кораблей.

Широко известен вертолет, который содержит корпус, один или два двигателя, один или два несущих винта, системы стабилизации и управления и другие системы. Принципиальная отличительная особенность вертолета состоит во введении несущего винта, который создает как подъемную силу, так и горизонтальную компоненту силы тяги. Выбор движителя в виде несущего винта большого диаметра определяет как достоинство вертолета, так и его недостатки. К достоинствам относятся вертикальный взлет и посадка, возможность зависания и больший по сравнению с самолетом запас устойчивости на малых скоростях, достаточные скорости, дальность, вместимость и грузоподъемность. К недостаткам относятся сложность систем стабилизации и управления, намного больший по сравнению с корпусом диаметр несущего винта, что ограничивает маневрирование, большие динамические нагрузки на лопасти несущего винта.

Широко известны такие носители, как ракеты. Ракета содержит цилиндрический вытянутый корпус, внутри которого устанавливается носимая аппаратура, например боевая часть, баки двухкомпонентного жидкого или камера сгорания твердого топлива, один или более реактивных двигателей, вектор тяги которых направлен вдоль оси ракеты, а модуль вектора превышает взлетный вес, системы стабилизации и управления. Достоинствами ракеты являются движение не только в любых средствах, а также и в безвоздушном космическом пространстве, наивысшее по сравнению с другими ЛА показатели по скорости, ускорению, дальности, возможность любого вида базирования и любого вида старта. К недостаткам ракет относятся одноразовое использование и кратковременность активной части траектории.

Близкими по технической сущности к предлагаемому ТР являются известные аппараты второй группы ВЗУР и ВУАС (см. патент США 4309393, патенты России 2101742, 2093850). Управляемые одноканальные вращающиеся ракеты содержат закрученный на старте и вращающийся в полете вокруг оси крена корпус, реактивный двигатель, систему управления в режиме вращения, к выходу которой подключен рулевой привод с аэродинамическими рулями. К достоинствам ВЗУР относятся естественная стабилизация вращением и простота одноканального управления, что позволило резко снизить массогабариты и создать носимую ВЗУР. Практика боевого применения показала высокую эффективность ВЗУР. Например, суммарно во всех конфликтах (Ближний Восток, Вьетнам и т.д.). «Стрелами» и «Иглой» сбито 8500 вертолетов и 6500 самолетов. К недостаткам ВЗУР относятся узкие возможности и область применения только по низколетящим целям.

Наиболее близкими по сущности техническими решениями (НБТР) к предлагаемому ТР являются так называемые в патентах США «Летающие тарелки» (ЛТ), вращающиеся реактивные самолеты (ВРС) вертикального взлета и посадки (ЛА ВВП), см., например, патент США 6050520 «Vertical take off and longing aircraft».

НБ ТР ЛА ВВП содержит выполненный в виде фигуры вращения корпус, состоящий из верхней вращающейся части 42, нижней части 22, 24 с кабиной пилота, турбинный двигатель, закручивающий верхнюю часть 42 и лопасти 26, систему управления в режиме вращения, заканчивающуюся рулями 34, воздухозаборник 30, шасси 38, 40 и другие элементы. НБ ТР является гибридом вертолета и самолета, стабилизированного вращением. Это обеспечивает ВВП и некоторые другие преимущества ЛА второй группы за счет стабилизации вращения.

Но если исходить из военного применения ЛА ВВП, то для разведки, связи, целеуказания, ударов первой и второй волны целесообразнее применение беспилотных аппаратов. В идеале они должны обеспечивать скрытую траекторию подхода к цели, большой радиус действия, достаточные маршевую скорость и грузоподъемность, возможность длительного зависания, а вращение позволит кроме стабилизации реализовать механическое круговое сканирование подстилающей поверхности.

Расширить, таким образом, функциональные возможности и области применения НБ ТР ЛА ВВП можно, если ввести расположенные по периметру аппарата крылья, установить внутри корпуса один аксиальный турбореактивный двигатель (ТРД) или два и более тангенциальных, а также установить на верхнюю поверхность корпуса активную спиральную аэродинамическую насадку, а на нижнюю – многозаходную спиральную газодинамическую насадку (ГДН). Согласованное воздействие на встречный воздушный поток АДН, крыльев, ГДН обеспечит вихревой характер обтекания ЛА и формирование вдоль оси вихря «каверны» пониженного давления.

Таким образом, совокупность введения вышеописанных элементов, их согласованное воздействие на встречный воздушный поток позволит резко уменьшить лобовое сопротивление среды, снизить расход топлива, увеличить радиус действия, обеспечить ВВП с коэффициентом тяги (КТ) меньше единицы, возможность длительного зависания. Целью изобретения является расширение функциональных возможностей и областей применения ЛА ВВП пятью степенями свободы, стабилизированного вращением.

Указанная цель достигается тем, что предлагаемый ЛА ВВП, как и прототип, содержит выполненный в виде фигуры вращения корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращения, систему управления в режиме вращения, выходом подключенную к рулевому приводу аэро- или газодинамических рулей, установленные внутри корпуса средства формирования реактивного газового потока с воздухозаборниками на верхней поверхности корпуса, устройство для стартовой закрутки аппарата, и отличается тем, что корпус снабжается расположенными в плоскости вращения или под углом к ней крыльями, на верхней поверхности корпуса устанавливается спиральная АДН, а средства формирования реактивного газового потока выполняются в виде одноаксиального или нескольких тангенциальных ТРД, на сопла которых устанавливаются ГДН, причем сопла насадок располагаются на нижней поверхности корпуса, а ГДН аксиального ТРД выполняется многозаходной спиральной.

В отличие от прототипа предлагаемое ТР позволяет проектировать ВЛА различного класса и назначения, от тяжелых ЛТ до вращающихся КР (ВКР), сохраняя предложенный принцип построения и варьируя только меру введения новых признаков. Например, изменяя тип и форму фигуры вращения, аксиальную либо тангенциальную компоновку ТРД, размеры и собственно подъемную силу крыльев, то есть соотношение аэродинамической и реактивной ее составляющей.

Кроме того, если в ТР аналогов и прототипа вращение используется лишь для стабилизации угловых положений аппарата, в предложенном ТР введение новых элементов в режиме вращения обеспечивает возбуждение вихревого колебания (солитона) набегающего воздушного потока, формирующего вдоль оси вращения «каверну» пониженного давления, что снижает сопротивление среды. Воздушная среда преодолевается не «в лоб», а посредством совместного спирально-винтового движения ЛА и обтекающего потока. В итоге – более эффективное использование удельной мощности ТРД, экономия топлива, обеспечение ВВП с КТ меньше единицы, возможность длительного зависания, увеличение маршевой скорости полета и удаленности. Таким образом, введение новой совокупности признаков позволяет получить ряд новых полезных технических и аэродинамических свойств предлагаемого ЛА. Ввиду нелинейности используемого уединенного колебания на частотах резонанса или близких к ним возможно получить скачкообразный полезный эффект, что является признаком изобретательского уровня предлагаемого ТР.

Для предлагаемого ТР приемлемо использование известных реактивных двигателей, например ТРД. Для улучшения аэродинамического качества ЛА внутри корпуса устанавливаются один или более двигатель (ТРД) таким образом, чтобы воздухозаборники находились на верхней полусфере, а сопла на нижней.

При использовании одного ТРД он устанавливается аксиально (т.е вдоль оси вращения) соплом вниз, а на сопло устанавливается спирально-винтовая многозаходная газодинамическая насадка, служащая для закручивания, разбиения и формирования реактивного газового потока таким образом, чтобы обеспечить разбиение в заданной пропорции результирующей тяги на тангенциальные и аксиальную сопоставляющие. Тангенциальные составляющие будут создавать вращающий момент для закрутки и поддержания заданного режима вращения ЛА, а аксиальная – реактивную тягу, дополняющую аэродинамическую подъемную силу, возрастающую по мере раскрутки аппарата.

При использовании двух или более ТРД они устанавливаются тангенциально внутри корпуса, например, в местах плавного перехода его в крылья. Соответственно, они должны быть уравновешены относительно оси вращения с целью совмещения геометрического центра и центра массы аппарата с осью вращения. В этом случае ГДН упрощаются, так как служат только для задания переменного вектора тяги по одной координате. Угол скоса газовой струи вниз от плоскости вращения будет задавать пропорцию разбиения тяги ТРД на тангенциальную и аксиальную составляющие. Первые будут создавать вращающий момент, вторые – реактивную подъемную силу. Выбор соотношения деления тяги на аксиальную и тангенциальные составляющие будет определяться при проектировании конкретного образца ЛА исходя из его назначения, тактико-технических характеристик, диапазона угловых скоростей вращения, формы, массогабаритов, отношения общей площади полусферы к площади крыльев и рулей, отношения экваториального и аксиального моментов инерции. Так, для небольших легких скоростных и маневренных образцов на раскрутку и поддержание режима вращения в полете требуется относительно небольшая часть мощности ТРД. Поэтому в достаточной степени будет возможно реализовать реактивную составляющую.

Для ЛА большой грузоподъемности, т.е. больших по диаметру и тяжелых образцов большой дальности, более приемлемо преобладание тангенциальных составляющих и роли крыльев.

Выбор конструкции крыльев переменного угла атаки также будет определяться исходя из назначения и заданных по техническому заданию характеристик ЛА. Они могут быть выполнены интегрально с корпусом аппарата в виде моноконструкции либо в виде роторно-решетчатой конструкции.

Для транспортировки предлагаемого ЛА по летному полю, а также обеспечения его раскрутки на старте на нижней полусфере устанавливается устройство, тип которого зависит от выбора базирования, например три или более шарнирных шасси, которые в режиме старта фиксируются тангенциально. Для водной поверхности могут быть использованы элементы поплавкового типа, подводные крылья и другие приспособления.

Таким образом, именно введение вышеперечисленных отличительных от прототипа признаков позволят получить новые технические свойства и заявленный положительный эффект расширения функциональных возможностей и областей применения вращающегося аппарата с пятью степенями свободного движения. Варьирование меры введения новых признаков позволит проектировать аппараты самого различного назначения, обладающие тактико-техническими характеристиками, отсутствующими у прототипа и аналогов.

В силу закладываемых в предлагаемое техническое решение возможностей новый тип вращающегося ЛА может найти себе широкое применение как в гражданских, так и военных целях.

1. В качестве носителя всевозможной разведывательной, оборонительной и наступательной аппаратуры.

2. Для наземного и морского базирования, как аппарат со скрытным подходом к цели на сверхнизких высотах, в условиях не летной для обычных самолетов и вертолетов погоды.

3. Как носитель боезарядов или кассет ТО для действий в условиях сложного рельефа местности, например в горах, и при сложных погодных условиях.

4. Как ЛА вертикального взлета, не требующий больших летных полей, вследствие чего возможно базирование таких аппаратов в любой местности, например в горах на малооборудованных базах, а при морском базировании на малотоннажных кораблях и простых баржах и т.д.

Способы и устройства управления аппаратом в режиме вращения в данном изобретении не рассматриваются, так как они широко известны из теории и практики проектирования ВЗУР и ВУАС [8].

На чертеже представлен эскиз вращающегося ЛА с аксиально расположенным ТРД, который состоит из корпуса 1 в виде эллипсоида вращения, турбореактивного двигателя 2, например АИ-92, аппаратного отсека 3 горизонтальной формы, топливного бака 4 тороидальной формы, шасси 5, 6, 7, АДН 9-15, крыльев 16-19, рулей 20-23, ГДН 24.

ЛА работает следующим образом. При запуске двигателя 2 ГДН 24 разбивает факел реактивной струи на три потока, направленные тангенциально между шасси 5, 6, 7 под некоторым углом вниз от плоскости вращения. Основная часть реактивных сил распределенного таким образом газового потока вырабатывает тангенциальные компоненты вращающего момента закручивания ЛА и частично аксиальную вертикальную реактивную тягу. Поэтому корпус ЛА начинает вращаться на фиксированных тангенциально шарнирных шасси 5, 6, 7. По мере раскрутки аппарата к реактивной тяге будет добавляться все возрастающая аэродинамическая составляющая подъемной силы, которая будет определяться интегрально распределением линейных скоростей по крыльям и рулям, их углами атаки и общей площадью элементов 16-23.

Когда суммарное значение этих двух составляющих превысит взлетный вес, ЛА плавно отрывается от стартовой площадки и начинает вертикальный подъем и набор высоты. После набора нужной высоты автопилот в соответствии с полетным заданием формирует команды, которые поступают на руль-машинки элементов 20-23. Элементы 20-23 начинают синхронно по частоте и фазе вращения ЛА прокачиваться со сменой знака угла атаки, за каждый оборот аппарата интегрально формируется результирующая управляющая сила заданного модуля и фазы, и ЛА разворачивается вокруг осей крена и тангажа в направлении заданного курса следования и далее следует своим курсом, по заданной траектории. Таким образом, управление движением реализуется по одному каналу аналогично известному из теории ВЗУР способу. Максимально возможный запас устойчивости движения в любых режимах обеспечивается без всяких затрат технических средств за счет вращения корпуса, а также выбором соотношения экваториального и аксиального моментов инерции. С этой же целью возможна установка на ЛА тороидального демпфера (частично эту же роль будет выполнять тороидальный бак с топливом) с целью гашения резких толчков от порывов ветра и других возмущений. По этим причинам предлагаемый аппарат сможет летать в сложных погодных условиях и совершать резкое маневрирование даже на малых скоростях, на что не способны известные типы ЛА, или они совершают это критично с очень малым запасом устойчивости.

В настоящее время имеются научные, производственные, технические и технологические возможности для создания подобных носителей. В космическом, авиа- и ракетостроении известны материалы с нужными по прочности, удельному весу, тугоплавкости и т.п. свойствами. Освоены достаточно легкие и малогабаритные ТРД, например АИ-92. Накоплен достаточно большой опыт разработок систем управления в режиме вращения. Известен математический аппарат для расчета устойчивости поступательного движения вращающихся тел, исследование поведения вихревых аэропроцессов. Первичное полуфизическое моделирование может быть проведено на динамическом стенде путем вращения модели, установленной на кардановом подвесе, задание различных режимов функционирования и обработки результатов автоматического пилотирования путем решения в реальном масштабе времени системы интегро-дифференциальных управлений, математически имитирующих заданные траектории движения ЛА. Оценка функционирования модели производится как по количественным характеристикам параметров, так и по качественным (например, по форме частотной, переходной и других характеристик типовых и критических режимов пилотирования на основе их сравнения с эталонными или желательными). Заявленное ТР ЛА с использованием вихревой аэродинамики с характеризующими его признаками в настоящее время неизвестно ни в России, ни зарубежом, что отвечает критерию «новизны».

Выше показано, что ТР является оригинальным и не вытекает очевидным образом из существующего уровня техники вращающихся ЛА, что отвечает критерию «изобретательный уровень».

Заявленное решение основано на применении и использовании известных ТРД, материалов, технических средств, топлива и т.д., что отвечает критерию «промышленное применение».

Перечень использованной литературы

1. Новиков В.Н. «Основы устройства и конструирования летательных аппаратов», М., Машиностроение, 1992 г.

2. Архангельский И.И. и др. «Проектирование зенитных управляемых ракет», М., изд. МАИ, 1999 г.

3. Джонсон Уэйн «Теория вертолета», М., Мир., 1983 г.

4. Данилов В.А. «Вертолет МИ-8», М., Транспорт, 1988 г.

5. Зуенко Ю.А., Корыстелев С.Е. «Боевые самолеты России», М., Элакос, 1994 г.

6. Бюшгене Г.С., Студнев Р.В. «Динамика самолета – пространственное движение», М., Машиностроение, 1984 г.

7. Котик М.Г. «Динамика взлета и посадки самолета», М., Машиностроение, 1984 г.

8. Красовский А.А. и др. «Основы теории и проектирования вращающихся одноканальных управляемых ракет», ВВИА им. Жуковского, 1963 г.

9. Патент США 4309393, патенты РФ 2101742, 2093850 – аналоги.

10. Патент США 6050520 «Vertical take off and longing aircraft» (VTOL) – прототип.

Формула изобретения

Летательный аппарат с пятью степенями свободы пространственного движения, содержащий выполненный в виде фигуры вращения корпус, стабилизированный вращением по шестой степени свободы, одноканальную систему управления движением корпуса в режиме вращения, выходом подключенную к рулевому приводу аэродинамических или газодинамических рулей, устройства для стартовой закрутки аппарата, установленные внутри корпуса средства формирования реактивного газового потока с воздухозаборниками на верхней части корпуса, отличающийся тем, что корпус снабжен расположенными в плоскости вращения или под углом к ней крыльями, на верхней поверхности корпуса выполнена спиральная аэродинамическая насадка, а указанные средства формирования реактивного газового потока выполнены в виде одного аксиального или нескольких тангенциальных турбореактивных двигателей, на сопла которых установлены газодинамические насадки, причем сопла насадок расположены на нижней поверхности корпуса, а насадка указанного аксиального турбореактивного двигателя выполнена многозаходной спиральной.

РИСУНКИ