| WO/2006/013392 | SELF SEALING AIRSHIP |
| JP11263217 | HIGH-SPEED BOAT |
| WO/1999/052758 | AIR CUSHION SHIP WITH SUPER-HIGH SPEED ON THE SURFACE OF THE SEA |
| Ф О Р М У Л А И З О Б Р Е Т Е Н И Я 1. Самолет на воздушной подушке с аэростатической разгрузкой, содержащий дискообразный корпус с размещенными в нем аэростатической подъемной системой и центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками тоннеля радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовые установки с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона с гибким ограждением на передней и боковых его частях, колесно-лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса и пилотско-пассажирской кабины, глиссирующей поверхности под пилотско- пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, и также в виде элевонов, установленных на горизонтальном оперении, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса на хвостовых балках, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, отличающийся тем, что на передней части дискообразного корпуса сверху с двух сторон тоннеля установлены два и более продольных аэродинамических гребня, а с боков корпуса установлены по две и более консолей крыльев. 2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что в консолях крыльев, стабилизаторе и килях хвостового оперения размещены дополнительно подъемные аэростатические системы. 3. Самолет по п.1 отличающийся тем, что в пилотско-пассажирской кабине, в удобообтекаемом теле и хвостовых балках размещены грузовые отсеки. 4. Самолет по п.З, отличающийся тем, что грузовой отсек удобообтекаемого тела имеет отъемное днище - грузовую платформу, снабженную телескопическими подъемниками. 5. Самолет по п.З, отличающийся тем, что грузовые отсеки хвостовых балок имеют откидывающиеся вниз аппарели. 6. Самолет по п. 1, отличающийся тем, что пилотско-пассажирская кабина имеет откидывающуюся вверх или вбок носовую часть. 7. Самолет по п.1, отличающийся тем, что колесно-лыжные опоры служат одновременно лестницами-трапами для входа в кабину и корпус. 8. Самолет по п.1, отличающийся тем, что колесно-лыжные опоры имеют снизу глиссирующие поверхности - реданы. 9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что силовые установки выполнены с раздельным приводом подъемного и двух и более маршевых винтов от каждого двигателя или имеет единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта от двигателей - газогенераторов маршевых винтомоторных установок, размещенных на пилонах сзади корпуса в плоскости хвостовых балок. |
РАЗГРУЗКОЙ
Область техники
Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) со смешанным принципом полета, которые могут быть использованы для подъема и транспортировки по воздуху или по земле сверхтяжелых и крупногабаритных грузов.
Предшествующий уровень техники
Известен самолет на воздушной подушке с аэростатической разгрузкой - «Гибридный дирижабль конструкции А.И.Филимонова», раскрытый в патенте RU N° 2059530, опубликованном 10.05.1996, содержащий дискообразный корпус с размещенными в нем аэростатической подъемной системой и центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с несущим винтом на его верхней части, скрепленное со стенками тоннеля радиальными перегородками аэродинамического профиля, боковые консоли крыла и хвостовое оперение с горизонтальным оперением и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса, силовые установки с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона (посадочного тора) и в виде колесно- лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса, пилотско- пассажирскую кабину, поворотные створки, установленные на входе в центральный тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и в виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, струйные закрылки, установленные на задних кромках консолей крыла и корпуса.
Недостатком данного гибридного дирижабля является невысокая устойчивость (остойчивость) и управляемость при взлете и посадке на воду и слабонесущие поверхности: снежный покров, заболоченная почва и др.
Указанные недостатки устранены в летательном аппарате «Гибридный дирижабль конструкции А.И. Филимонова», раскрытом в патенте RU N° 2092381, опубликованном 10.10.1997. Данный ЛА содержит дискообразный корпус с размещенными в нем аэростатической подъемной системой и центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с несущим винтом на его верхней части, скрепленное со стенками тоннеля радиальными перегородками аэродинамического профиля, боковые консоли крыла, хвостовое оперение с горизонтальным оперением и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса, силовые установки с толкающими винтами^ органы приземления на воздушной подушке в виде надувного торового баллона, посадочного тора, с гибким ограждением на передней и боковых его частей, в виде колесно-лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса и пилотско-пассажирской кабины, и в виде глиссирующих поверхностей под пилотско-пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в центральный тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и в виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, и также в виде элевонов, установленных на горизонтальном оперении, струйные закрылки, установленные на задних кромках консолей крыла и корпуса.
Основным недостатком данного ЛА является боковая неустойчивость («валежка») при боковом ветре или маневре (развороте) на переходных (взлетно- посадочных) режимах полета, что приводит к ослаблению эксплуатационных свойств аппарата.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является разработка ЛА - самолета на воздушной подушке с аэростатической разгрузкой, далее по тексту «самолет», с улучшенными эксплуатационными данными, в том числе при погрузо-разгрузочных работах, а также сниженной массой конструкции и уменьшенными габаритами.
Технический результат, достигаемый при решении поставленной задачи, заключается в повышении надежности и безопасности полета, особенно при отказе одного из маршевых двигателей, а также увеличении подъемной силы, что позволяет обеспечить устойчивый и управляемый полет на всех режимах, особенно на взлетно- посадочных.
Указанный технический результат достигается за счет того, что самолет содержит дискообразный корпус с размещенными в нем аэростатической подъемной системы и центральным тоннелем, внутри которого установлено удобообтекаемое тело с подъемным винтом на его верхней части, скрепленное со стенками тоннеля радиальными перегородками аэродинамического профиля, пилотско-пассажирскую кабину, силовые установки с толкающими винтами, органы приземления на воздушной подушке в виде надувного баллона с гибким ограждением на передней и боковых его частей, в виде колесно-лыжных опор, установленных на нижних поверхностях корпуса и пилотско-пассажирской кабины, и в виде глиссирующей поверхности под пилотско- пассажирской кабиной и гидрокрыла сзади корпуса, поворотные створки, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей, установленных на выходе из тоннеля, и в виде струйных рулей, установленных на горизонтальном оперении и консолях крыла, и также в виде элевонов, установленных на горизонтальном оперении, крыльевые консоли, хвостовое оперение со стабилизатором и двумя и более килями, установленными на задней части корпуса на хвостовых балках, струйные закрылки, установленные на задних частях крыльевых консолей и корпуса, снабжен двумя и более аэродинамическими гребнями, установленными на передней части дискообразного корпуса с 2-х сторон тоннеля, боковыми консолями крыльев в количестве двух и более с размещенной в них аэростатической подъемной системой, хвостовым оперением со стабилизатором и килями с размещенной в них аэростатической подъемной системой, пилотско- пассажирско-грузовой кабиной с откидывающееся вверх или вбок носовой частью, центральным грузовым отсеком с отъемным днищем - грузовой платформой, снабженной телескопическими подъемниками, размещенным в удобообтекаемом теле, задними грузовыми отсеками с откидывающимися вниз аппарелями, размещенными в хвостовых балках, колесно-лыжными опорами, служащими одновременно лестницами - трапами для входа в кабину и корпус, силовыми установками, имеющими раздельный привод подъемного и двух и более маршевых винтов (каждый от своего двигателя), или единой силовой установкой с газовым приводом подъемного винта от двигателей (газогенераторов) маршевых винтомоторных установок (ВМУ), установленных на пилонах сзади корпуса в плоскости хвостовых балок и стабилизаторов.
Такая конструкция позволяет устранить боковую неустойчивость и недостаточную управляемость на взлетно-посадочных режимах при работающем несущем винте при наличии бокового ветра и маневра, так как установленные на дискообразном корпусе сверху и спереди аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока на входе в тоннель сбоку и тем самым исключают смещение центра равнодействующей аэродинамической подъемной силы в сторону и, как следствие, возникновение момента крена, вызывающего боковую неустойчивость и недостаточную управляемость.
Установка, например, четырех и более консолей крыла вместо двух консолей, позволит уменьшить размах крыльев, т.е. уменьшить габариты в поперечном направлении.
Применение дополнительных аэростатических систем, размещенных в консолях крыла и хвостовом оперении, повышает суммарную подъемную силу, увеличивает весовую отдачу, повышает безопасность, улучшая в целом летно-технические данные.
Размещение грузов в кабине, удобообтекаемом теле и хвостовых балках улучшает продольную весовую балансировку и эксплуатационные данные.
Использование колесно-лыжных опор в качестве лестниц-трапов по-зволяет улучшить эксплуатационные данные при погрузочно - разгрузочных операциях вне аэродрома.
Применение силовых установок с раздельными приводами подъемного и маршевых винтов или применение единой силовой установки с газовым приводом подъемного винта позволит значительно снизить массу конструкции силовых установок и повысить их надежность за счет исключения сложной трансмиссии: редукторов, валов муфт и проч., характерной для силовых установок с механическим приводом подъемного и маршевых винтов.
Размещение маршевых ВМУ на задней части корпуса, на пилонах в плоскости хвостовых балок, на которых установлены кили, и в плоскости стабилизатора позволит обеспечить полную обдувку хвостового оперения воздушным потоком от винтов, тем самым обеспечить управляемость и стабилизацию на малых взлетно-посадочных скоростях и при отказе одного или более маршевых ВМУ.
Краткое описание чертежей
Изобретение поясняется чертежами, где:
на фиг. 1 изображен самолет - вид сбоку;
на фиг. 2 - самолет - вид сверху;
на фиг. 3 - самолет - вид спереди;
на фиг. 4 - единая силовая установка (ЕСУ) с газовым приводом подъемного винта— вид сбоку;
на фиг. 5 - ЕСУ— вид сверху; на фиг. 6 - центральный грузовой отсек с отъемной выдвижной платформой;
на фиг. 7 - передняя колесно-лыжная опора (КЛО) - вид сбоку;
на фиг. 8 - передняя КЛО - вид А;
на фиг. 9 - задняя КЛО - вид сбоку;
на фиг.10 - задняя КЛО - вид Б;
на фиг.1 1 - передняя и задняя КЛО - сечение А-А
Самолет содержит корпус 1 с аэростатической подъемной системой 2 и центральным тоннелем 3, с боков которого снаружи корпуса, спереди его, с двух сторон установлены два и более аэродинамических гребня 4, а внутри тоннеля 3 установлено удобообтекаемое тело 5 с размещенным в нем грузовым отсеком 6, имеющим отъемное днище - грузовую платформу 7, снабженную телескопическими подъемниками 8, и с установленным подъемным винтом 9 на верхней части тела, которое скреплено со стенками тоннеля радиальными перегородками 10 аэродинами-ческого профиля, консоли крыльев 1 1 в количестве двух и более с размещенной дополнительно внутри них аэростатической подъемной системой 12, хвостовое оперение со стабилизатором 13 и килями 14, установленными на двух и более хвостовых балках 15, в которых находятся грузовые отсеки 16 с откидывающимися вниз аппарелями 17, а внутри стабилизатора и килей размещена аэростатическая подъемная система 18, пилотско - пассажирскую кабину 19 с размещенным в ней грузовым отсеком 20 и с откидывающейся вверх или вбок носовой частью 21, предназначенной для проведения погрузочно-разгрузочных операций, органы приземления: взлетно-посадочные устройства на воздушной подушке в виде надувного торового баллона 22 с гибким ограждением 23 на передней и боковых его частей и в виде колесно-лыжных опор 24, на рычагах 25 сверху которых установлены лестницы - трапы 26, предназначенные для входа в пилотско- пассажирскую кабину 19 и корпус 1 , а снизу установлены глиссирующие поверхности - реданы 27 и 28, силовые установки с раздельным приводом подъемного винта 9 и двух и более маршевых винтов 29 от каждого двигателя 30 или единая силовая установка с газовым приводом подъемного винта от двигателей (газогенераторов) маршевых винтомоторных установок (ВМУ), состоящих из маршевых винтов 31 и двигателей 32, размещенных на пилонах 33 сзади корпуса 1 в плоскости хвостовых балок 15, поворотные створки 34, установленные на входе в тоннель, органы управления и стабилизации в виде воздушных рулей 35, установленных на выходе из тоннеля, в виде струйных рулей 36 и 37, установленных на горизонтальном оперении 13 и консолях крыльев 1 1, и также в виде элевонов 38, установленных на горизонтальном оперении 13, струйные закрылки 39 и 40, установленные на задних частях корпуса 1.
Для осуществления вертикального взлета целесообразно применить единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта. Единая силовая установка с газовым приводом содержит два или более двигателя- газогенератора 32 с маршевыми винтами 31 толкающего типа, подъемный винт 41, соединенный концами лопастей с приводной турбиной 42, газовый коллектор 43, выполненный заодно с входным коллектором 44 тоннеля, газоводы 45, соединенные с газогенератором, в котором размещены поворотные заслонки 46 перед свободной турбиной 47, которая соединена с редуктором 48, предназначенным для привода маршевого винта 31.
Колесно-лыжные опоры (КЛО) 24 являются многофункциональными и конструктивно содержат: управляемые поворотные колеса 49 на передней КЛО 24 и тормозные колеса 50 на задних КЛО 24, лыжи 51 совмещены с реданами 27 и 28. Рычаги 25 КЛО 24 передними частями шарнирно закреплены к нижним поверхностям кабины 19 и корпуса 1 и опираются на цилиндры - амортизаторы 52, закрепленные к кабине 19 и корпусу 1.
Лучший вариант осуществления изобретения
Самолет может совершать взлет (и посадку) на воздушной подушке с разбегом или вертикально.
Перед взлетом (или посадкой) на самолете производятся погрузочно- разгрузочные операции с размещением груза в грузовой отсек 6 удобообтекаемого тела 5 или одновременно (для обеспечения весовой балансировки) в грузовой отсек 20 пилотско-пассажирской кабины 19 и грузовые отсеки 16 хвостовых балок 15.
В отсек 6 (центральный грузовой отсек) груз устанавливается следующим образом. С помощью телескопических подъемников 8 грузовая платформа 7 (днище тела 5) выпускаются до соприкосновения с поверхностью, а затем самолет, опираясь на платформу 7, с помощью подъемников 8 вместе с грузом возвращается обратно к днищу грузового отсека 6 (и тела). Выгрузка происходит в обратном порядке.
В грузовой отсек 20 пилотско-пассажирской кабины 19 и в грузовые отсеки 16 хвостовых балок 15 грузы устанавливаются следующим образом. Одновременно откидываются вверх или в бок носовая часть 21 пилотско-пассажирской кабины 19, а также откидываются вниз аппарели 17 хвостовых балок 15. Затем поочередно или одновременно загружаются грузовые отсеки 20 кабины 19 и грузовые отсеки 16 хвостовых балок 16. После загрузки носовая часть кабины 21 и аппарели 17 балок 15 возвращаются в исходное (закрытое) положение. Выгрузка происходит в обратном порядке.
Взлет на воздушной подушке с разбегом происходит следующим образом. С помощью компрессора (не показан) происходит наддув торового баллона 22 с одновременным выпуском гибкого ограждения 23. Производится запуск подъемной ВМУ и выход ее на расчетную мощность, в результате чего подъемный винт 9 нагнетает воздушный поток в полость воздушной подушки, ограниченной торовым баллоном 22 и гибким ограждением 23. Возникает наряду с реактивной подъемной силой от винта 9 подъемная сила от воздействия воздушной подушки. Действует также аэростатическая подъемная сила от воздействия аэростатических подъемных систем 2, 12, 18, размещенных в дискообразном корпусе 1, консолях крыльев 1 1, стабилизаторе 13 и килях 14. При этом поворотные створки 34 открыты. Колесно-лыжные опоры 24, опираясь на поверхность, обеспечивают необходимое сцепление ЛА с ней. Затем производится запуск маршевых ВМУ. С выходом маршевых ВМУ на расчетную мощность ЛА производит разбег на воздушной подушке и колесно-лыжных опорах 24, которые продолжают обеспечивать сцепление с поверхностью и движение по курсу. Дополнительно устойчивое движение по курсу как и при разбеге, так и при наборе высоты обеспечивается истечением воздушного потока назад из полости воздушной подушки и за счет обдува килей 14 воздушным потоком от маршевых винтов 29.
Аэродинамические гребни 4 ограничивают перетекание воздушного потока в тоннель 3 при маневре или при боковом ветре и тем самым исключают боковую неустойчивость или так называемую «валежку» на взлете или посадке.
Элевоны 38, установленные на стабилизаторе 13, обеспечивают наряду с элеронами дополнительную боковую балансировку на взлете и посадке при малых скоростях полета также за счет обдува элевонов 38 маршевыми винтами 29.
Струйные закрылки 39 и 40 наряду с рулями высоты компенсируют большой кабрирующий момент на корпусе, вызванный работой подъемного винта 9 в тоннеле 3, и тем самым обеспечивают необходимую продольную балансировку.
После набора высоты и перехода в горизонтальный полет подъемный винт 9 останавливается, створки 34 закрывают тоннель 3, торовый баллон 22 и гибкое ограждение 23 убираются, необходимая аэродинамическая подъемная сила создается на корпусе 1 и крыльевых консолях 11. При этом продолжает действовать аэростатическая подъемная сила.
При снижении и посадке вышеназванные операции повторяются в обратном порядке: выпускается баллон 22 и гибкое ограждение 23, запускается подъемный винт 9 с одновременным открытием поворотных створок 34 тоннеля 3. Посадка осуществляется на колесно-лыжные опоры 24 с использованием воздушной подушки.
При взлете и посадке на воду вступают в работу дополнительно глиссирующие поверхности - реданы 27 и 28, размещенные на колесно-лыжных опорах 24, а при посадке на снег и слабонесущий грунт - лыжи 51. Цилиндры - амортизаторы 52 позволяют снять нагрузку с КЛО 24 и передать ее (при необходимости) на выпущенный торовый баллон 22 в надутом его состоянии.
Самолет имеет единую силовую установку с газовым приводом подъемного винта 41 от двигателей-газогенераторов 32 маршевых ВМУ, мощность которых достаточна для осуществления вертикального взлета и посадки.
Вертикальный взлет в этом случае осуществляется следующим образом.
Производится запуск двигателей-газогенераторов 32 маршевых ВМУ, заслонки 46 которых поворачиваются в положение направления газовых потоков в газовый коллектор 43 с помощью газоводов 45. Газ поступает на приводную турбину 42, которая скреплена с концами лопастей подъемного винта 41.. При этом одновременно открываются поворотные створки 34, через которые воздух поступает на подъемный винт. По мере увеличения оборотов (и мощности) приводной турбины 42 (и винта 41) увеличивается подъемная сила, в основном реактивная от винта 41. Когда реактивная сила и подъемная аэростатическая сила в сумме станут равными весу ЛА или больше, произойдет вертикальный взлет на заданную высоту, с которой осуществляется переход в горизонтальный полет. Для этого заслонки 46 газогенераторов 32 поворачиваются, подавая часть газа на свободную турбину 47, которая с помощью редуктора 48 приводит во вращение маршевый винт 31, в результате чего создается горизонтальная тяга и горизонтальное движение ЛА. По мере увеличения скорости горизонтального полета увеличивается аэродинамическая сила на крыльевых консолях 1 1 и корпусе 1 и снижается реактивная подъемная сила от подъемного винта 41. Когда аэродинамическая подъемная сила совместно с аэростатической станет равной весу ЛА, то отключается привод подъемного винта 41 путем поворота заслонок 46 на полный привод свободной турбины 47, приводящей во вращение на полную мощность маршевый винт 31 (через редуктор 48). Поворотные створки 34 полностью закрывают тоннель.
Переход от вертикального режима полета в горизонтальный может осуществляться с набором высоты и без набора.
Стабилизация и управление на вертикальном взлете (посадке), висении и малых скоростях переходных режимов полета (с вертикального полета на горизонтальный и обратно) осуществляется за счет органов управления и стабилизации 35, установленных на выходе из тоннеля 3, и струйных рулей 36 и 37, размещенных на стабилизаторе 13 и крыльевых консолях 1 1.
Горизонтальный полет на заданной высоте самолет на воздушной подушке с аэростатической разгрузкой осуществляет как обычный самолет с использованием аэродинамических органов управления, размещенных на консолях крыльев и хвостовом оперении.
Предложенный самолет является устойчивым и управляемым, как в полете, так и при взлете и посадке, а также на земле, слабонесущих грунтах, воде за счет повышения боковой устойчивости при наличии аэродинамических гребней, а также за счет обеспечения продольной балансировки при наличии грузовых отсеков в пилотско- пассажирской кабине, удобообтекаемом теле, хвостовых балках и при наличии аэростатических подъемных систем в хвостовом оперении и консолях крыльев. Самолет является также высокоэффективным за счет снижения массы конструкции силовых установок, уменьшения габаритов. При этом самолет может эксплуатироваться вне аэродромов. Это, а также создание экспериментального образца позволяет сделать вывод о соответствии ЛА «промышленная применимость».