Полезная модель относится к летательным аппаратам многократного применения с поворотными двигателями.

Принципиально, конвертоплан представляет собой летательный аппарат (ЛА) с поворотными двигателями, которые на взлёте и при посадке работают как подъёмные, а в горизонтальном полёте - как тянущие/толкающие (при этом подъёмная сила обеспечивается крылом самолётного типа). Конструкция таких ЛА по сути очень близка к самолёту вертикального взлёта и посадки (СВВП), но обычно их относят к винтокрылым летательным аппаратам из-за конструктивных особенностей винтов и их большого диаметра, сравнимого с размахом крыла (см., например, ru.wikipedia.org). В череде конструктивных схем конвертопланов, помимо широко известных (см., например, http://rn.wikipedia.Org/wiki/V- 22_Osprey), можно выделить, например, конвертоплан по патенту РФ N22446078 на изобретение, конструкция которого содержит два фюзеляжа, переднее межфюзеляжное горизонтальное оперение, заднее межфюзеляжное горизонтальное оперение и межфюзеляжный центроплан. Центральные части симметрично расположенных фюзеляжей совместно с передним межфюзеляжным горизонтальным оперением и задним межфюзеляжным горизонтальным оперением образуют жесткий замкнутый силовой контур, который также включает в себя кили, расположенные на задних частях фюзеляжей. Крыло состоит из консольных частей, жестко закрепленных на фюзеляжах. Внешние части крыла могут быть выполнены также в виде замкнутой крыльевой системы. Конвертоплан в разных вариантах исполнения может содержать одну, две или более плоскостей центроплана. Плоскости центроплана соединены с фюзеляжами через поворотные узлы, с возможностью их поворота по углу атаки более чем на 90°. В центральной части центропланов закреплены винтомоторные группы с соосными воздушными винтами разного направления вращения. Винты имеют возможность поворота относительно оси центроплана. Центр тяги винтов, при вертикальном положении осей винтомоторных групп, расположен над расчетным центром масс конвертоплана. Описанная конструкция позволяет повысить устойчивость полета и, как следствие, повысить безопасность полета.

В месте с тем, к недостаткам существующих конструкций конвертопланов следует отнести:

- неустойчивую динамику полета во время перехода от вертикального взлета/посадки к горизонтальному режиму полета;

использование для маневрирования механизации крыла и вертикального оперения увеличивает лобовое сопротивление, что в свою очередь снижает аэродинамические качества ЛА, при этом такие средства управления теряют эффективность на малых скоростях;

- для перехода от режима взлета/посадки к режиму горизонтального полета необходимо использование дополнительных приводов с поворотными механизмами, выполняющими разворот силовых установок, что существенно усложняет общую конструкцию конвертоплана, снижает надежность, и увеличивает вес конструкции ЛА.

Задача, решаемая созданием предлагаемой группой полезных моделей, состоит в создании принципиально новой конструкции конвертоплана, с отличными от существующих принципов перехода к режиму горизонтального полета, и управления полетом. При этом технический результат, который может быть получен при решении поставленной задачи, состоит в упрощении и облегчении конструкции ЛА, повышении его маневренности на всех этапах полета, улучшении его аэродинамических свойств, как то, устойчивости и аэродинамического качества. Для достижения поставленного результата предлагается в первом из заявленных вариантов конвертоплана, содержащего фюзеляж, крыло и двигательные группы, каждую двигательную группу выполнить в виде, по меньшей мере, одного, двигателя, размещенного с возможностью поворота, при этом двигатели в группах выполнены из условия изменения тяги друг относительно друга и/или групп, а двигательные группы расположены на конце соответствующего крыла, в хвостовой и носовой частях фюзеляжа.

Предпочтительные, но не обязательные, примеры реализации такого варианта, предполагают закрепление каждого из двигателей на поворотном одноосевом шарнире с возможностью фиксации положения; кроме того, каждая двигательная группа может содержать два или более двигателя, закрепленных на общей оси, при этом ось выполнена с возможностью поворота, а двигатели на такой оси размещены симметрично друг относительно друга.

Для достижения поставленного результата предлагается во втором из заявленных вариантов конвертоплана, содержащего фюзеляж, крыло и четыре двигательные группы, крыло выполнить комбинированным в виде переднего крыла обратной и заднего крыла прямой стреловидности, каждая двигательная группа выполнена в виде, по меньшей мере, одного двигателя, размещенного с возможностью поворота, при этом двигатели в группах выполнены из условия изменения тяги друг относительно друга и/или групп, а группы расположены на конце соответствующего крыла.

Предпочтительный, но не обязательные примеры реализации второго из заявленных вариантов предполагают выполнение крыльев с наклоном относительно горизонтальной плоскости - переднего вниз, а заднего вверх, соответственно; размах переднего крыла может быть меньше размаха заднего; основания переднего и заднего крыльев могут быть расположены в различных горизонтальных плоскостях или в одной горизонтальной плоскости; каждый из двигателей может быть закреплен на поворотном одноосевом шарнире с возможностью фиксацией положения; либо, каждая з двигательная группа содержит два или более двигателя, закрепленные на общей оси, при этом ось выполнена с возможностью поворота, а двигатели на такой оси размещены симметрично друг относительно друга; кроме того, каждая двигательная группа может быть выполнена в виде, по меньшей мере, одного винтового двигателя из условия того, что в режиме взлета/посадки винты двигателей на переднем крыле расположены выше крыла, на задних ниже, а в режиме горизонтального полета двигатели на переднем крыле являются тянущими, а на задних - толкающими.

Полезная модель иллюстрируется изображениями принципиальных схем воплощения заявленной конструкции согласно первому (фиг.1 -3) и второму (фиг.4-6) из заявленных вариантов, принципиальными схемами конструктивных узлов (фиг.7-9), а также рисунками, поясняющими принцип управления полетом в заявленных вариантах (фиг.10, 1 1 ).

В общем виде, заявленные конструкции характеризуются отсутствием вертикального и стабилизирующего оперений, а также средств механизации крыльев. Возможность достижения поставленного результата в заявленных вариантах обусловлена, в частности, тем, что возможность согласованного изменения тяги в двигателях и/или в двигательных группах, например, посредством создания разной тяги слева и справа относительно оси полета, а также сверху и снизу от нее, позволяет управлять направлением полета, в том числе при переходе от вертикального режима полета в горизонтальный. Так, на этапе взлета/посадки двигатели находятся в общем виде в одной плоскости, что обеспечивает устойчивость вблизи земли, а в режиме горизонтального полета они находятся на разных уровнях в вертикальной проекции, что позволяет, управляя тягой двигателей, изменять направление полета.

Кроме того, результат достигается благодаря повороту двигателей в переходном режиме под действием вращательного момента, создаваемого самими двигателями. Возможные конструктивные варианты реализации могут предполагать также наличие у каждого из двигателей поворотного элерона, расположенного в задней части двигателя (т.е. на выходе из сопла в случае реактивного двигателя, или за воздушным потоком, создаваемым винтовым двигателем); поворот упомянутых элеронов и создает крутящий момент относительно оси крепления двигателя см. фиг.7. Кроме того, возможен вариант с креплением каждого из двигателей на двух точках к вращающейся панели. Одна из точек фиксирована, а вторая может смещаться относительно оси вращения панели. Тем самым создается смещение оси двигателя относительно оси вращения панели. Что в свою очередь создает крутящий момент - см. фиг.8. Также возможен вариант с двумя и более двигателями, закрепленными на общей оси вращения, и симметрично относительно этой оси. При этом, крутящий момент относительно оси крепления двигательной группы создается разницей тяги двигателей, расположенных по разные стороны относительно этой оси - см. фиг.9.

Устойчивость в полете обеспечивается путем расположения двигателей в широкой плоскости вертикальной проекции, а также использования четырех крыльевой (для второго из заявленных вариантов) схемы.

Рассмотрим принципы обеспечения управления в процессе полета в режиме полета.

Управление в продольном канале (фиг.10). В процессе полета по- самолетному ось передних двигателей направлена под некоторым углом к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), а ось задних двигателей направлена по СГФ. При этом в горизонтальном полете часть веса аппарата компенсируется вертикальной составляющей тяги передних двигателей. При синхронном изменении тяги передних двигателей изменяется и вертикальная составляющая их тяги, и возникает момент Mz в продольном канале. Изменение суммарной тяги вдоль продольной оси самолета компенсируется соответствующим изменением тяги задних двигателей. Другим вариантом обеспечения управления в продольном канале является изменение соотношения тяги передних и задних двигателей, так как задние двигатели расположены выше центра тяжести, а передние - ниже.

Управление в путевом канале. Происходит за счет разнотяга задних двигателей.

Управление в канале крена (фиг.1 1). При возникновении разнотяга передних двигателей возникает момент крена (относительно оси X). При этом суммарная вертикальная тяга передних двигателей остается неизменной, и момента относительно оси Z не возникает. Из-за разницы продольных составляющих тяги передних двигателей возникает момент крена, возникающий при этом момент в продольном канале (относительно оси Y) парируется разнотягом задних двигателей.