Изобретение относится к летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой.

Известен аналог скоростной винтокрыл в описании изобретения к патенту МПК В64С27/22; по заявке Л 2013151276/1 1, от 19.11.2013, опубл. 20.01.2015, содержащий фюзеляж с крылом и хвостовой балкой, несущий и рулевой винты с силовой установкой и два дополнительных воздушных винта, установленные на консолях крыла и снабженные каждый своим двигателем. Каждый дополнительный воздушный винт со своим электрическим двигателем установлен в кольцевом корпусе и расположен в сквозном отверстии, выполненном в консоли крыла, а также установлен с возможностью поворота для установки оси воздушного винта вертикально или «по полету», в соответствии с выбранным режимом полета, при этом консоли крыла выполнены с поворотными концевыми частями, установленными с возможностью опускания и подъема в исходное положение.

Привод поворота каждого дополнительного воздушного винта и поворота соответствующей концевой части консоли крыла включает установленные в полости консоли электрический двигатель, редуктор, выходной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, промежуточный редуктор, входной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, а выходной вал, через муфту сцепления-расцепления, связан с механизмом поворота концевой части консоли крыла.

Недостатки: большое аэродинамическое сопротивление горизонтальному полету, повышенный расход топлива при вертикальном и горизонтальном полете, недостаточно высокая полезная нагрузка и повышенная кинематическая сложность управления летательным аппаратом, После выполнения подъема в вертолетном режиме, несущий винт на скорости более 300 км/ч не эффективен и создает дополнительное сопротивление горизонтальному полету, сам фюзеляж, выполненный по вертолетной схеме, обладает большим сопротивлением при больших горизонтальных скоростях. Консоли крыла, наоборот, при полете в вертолетном режиме дают дополнительное сопротивление. Применение силовых электрогенераторов и электродвигателей утяжеляют винтокрыл из- за их значительной металлоемкости, тем самым снижая его полезную нагрузку. Одновременное управление несущим винтом, хвостовым винтом, поворотными концевыми частями консолей, двумя дополнительными винтами, установленными в консолях, поворотом их кольцевых корпусов «по полету» является сложной задачей.

Известен ближайший аналог (прототип) безаэродромный летательный аппарат с самолетным и вертолетным режимами полета, выполненный по схеме биплан в описании изобретения к патенту N°2354583, МПК В64С27/22; В64С29/00; F02K1/60; F02K3/04, по заявке J4«>2007133012/11 от 04.09.2007, опубл. 10.05.2009, - содержащий подъемные турбовентиляторы, встроенные в нижнюю подъемно-несущую плоскость, маршевые турбореактивные двигатели с управляемой функцией газогенераторов, трубопроводы газового привода турбовентиляторов с возможностью объединения в вертолетном режиме в единую газовую магистраль, газоструйную систему управления полетом в вертолетном режиме на основе турбореактивного двигателя с соплом, совмещенным с газоструйными рулями.

Задние и передние относительно самолетного аэродинамического крыла подъемно-несущие турбовентиляторные плоскости, связанные с единой газовой магистралью, снабжены регулировочными клапанами трубопроводов ее задней и передней частей. Ниши или наружные обтекатели неподвижно установлены на корпусе. Карусельные поворотные механизмы с силовой динамической связью подъемно-несущих турбовентиляторных плоскостей с фюзеляжем выполнены с возможностью продольного размещения подъемно- несущих турбовентиляторных плоскостей в нишах фюзеляжа или наружных обтекателях в самолетном режиме и поперечного в вертолетном режиме с выведением при этом турбовентиляторов за пределы бортовых поверхностей фюзеляжа и создания вертикальной тяги при их функционировании.

Подъемно-несущие турбовентиляторные плоскости выполнены неразъемными без разделения на полуплоскости и содержат в центре связанные с продольным трубопроводом единой газовой магистрали газопроводные трубчатые оси вращения, а на продольно-концевых частях - подъемные турбовентиляторы, связанные с трубчатыми газопроводными осями через отводные трубопроводы.

Технический результат: повышение полезной нагрузки и устойчивости управления при выполнении полета в вертикальном и переходном режимах, снижение аэродинамического сопротивления горизонтальному полету, расхода топлива при вертикальном и горизонтальном полете.

Технический результат достигается за счет того, что летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, содержащий фюзеляж, герметичную кабину, подъемные вентиляторы, силовую установку для маршевого движения и привода подъемных вентиляторов, рули управления, отличается тем, что дополнительно содержит сопла, расположенные на выходе из подъемных вентиляторов в виде изогнутых спрофилированных каналов, образованных нижней и дополнительной поверхностью, имеющие на выходе горизонтальные и вертикальные щитки для управления при вертикальном полете и в переходном режиме.

Сопла, расположенные на выходе из подъемных вентиляторов в виде изогнутых спрофилированных каналов, образованных нижней и дополнительной поверхностью, имеющие на выходе горизонтальные и вертикальные щитки для управления при вертикальном полете и в переходном режиме обеспечивают повышение полезной нагрузки и устойчивости управления при выполнении полета в вертикальном и переходном режимах, снижение аэродинамического сопротивления горизонтальному полету, расхода топлива при вертикальном и горизонтальном полете.

На выходе из сопел действует обычное реактивное подъемное усилие и, кроме этого, на внутренних поверхностях сопел, с учетом эффекта Коандэ, появляется разность давлений и усилия, направленные радиально, сопла расположены так, что горизонтальные составляющие усилий взаимно компенсируся, вертикальные составляющие становятся подъемной силой, т.е. появляется эффект «изогнутого сопла». Сопла также позволяют примененить эффект Коандэ без ограничений мощности, так как обеспечивают безотрывное течение потока от вентиляторов, предотвращают его сдув набегающим потоком при возрастании горизонтальной скорости летательного аппарата, плавный, безударный переход с вертикального на горизонтальный полет и обратно, с плавным перераспределением мощности. Наличие отличительных от прототипа существенных признаков позволяет признать заявляемое техническое решение новым.

Из уровня техники не выявлены технические решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными признаками заявляемого устройства, поэтому заявляемое устройство отвечает критерию изобретательского уровня.

Возможность осуществления заявляемого изобретения в промышленности позволяет признать его соответствующим критерию промышленной применимости.

Сущность заявляемого изобретения поясняется чертежами, на которых показано:

Фиг.1. -Сечение по продольной вертикальной плоскости летательного аппарата;

Фиг. 2.- Вид летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой сверху;

Фиг. 3.- Поперечное сечение летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой 1-1 ; Фиг. 4.- Поперечное сечение летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой 2-2;

Фиг. 5. Поперечное сечение летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой 3-3.

Летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой содержит двигатель 1 1, связанный посредством силового вала 18 с дифференциалом 10 и посредством валов вентилятора 12 и механической шестеренной передачи 5 с вентиляторами 3, посредством вала винта 7 с маршевым винтом 6. В верхней части фюзеляжа 17 расположены изогнутые специально спрофилированные сопла, образованные нижней поверхностью 13 и дополнительной поверхностью 14. В передней части фюзеляжа 17 расположена герметичная кабина 2. На входе в вентиляторы расположены щитки 4 для регулировки подачи воздуха в переходном режиме, на выходе из сопел для управления при вертикальном полете и в переходном режиме расположены щитки управления: вертикальные 15 и горизонтальные 16. Для управления в горизонтальном полете в передней части фюзеляжа 17 расположены передние рули 1, в задней его части два киля 8 и руль высоты 9. В качестве несущих поверхностей, кроме фюзеляжа, могут быть применены самолетные крылья с любой схемой размещения (на чертеже не показано). Кроме механической трансмиссии возможны другие варианты подвода мощности на вентиляторы: посредством электропривода, подачи воздуха дополнительным компрессором или выходящих газов от маршевого двигателя на турбопривод вентиляторов (на чертеже не показано).

Полет летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой выполняется в следующем образом.

Пилот и пассажиры находятся в герметичной кабине 2 заявляемого летательного аппарата, расположенной в передней части фюзеляжа 17. Перед запуском двигателя 11 щитки 4 на входе в вентиляторы 3 открывают полностью, механизм дифференциала 10 переводят в положение передачи мощности только на вентиляторы 3 через валы вентиляторов 12 и механические шестеренные передачи 5, маршевый винт 6 фиксируют в неподвижном положении, вертикальные щитки управления 15 на выходе из сопел переводят в вертикальное положение, горизонтальные щитки управления 16 полностью открывают. После запуска двигателя 11 посредством силового вала 18, дифференциала 10, валов вентиляторов 12 и механической шестеренной передачи 5 передают вращающий момент на вентиляторы 3, которые подают воздух в изогнутые спрофилированные сопла, образованные нижней поверхностью 13 и дополнительной верхней поверхностью 14. Происходит подъем самолета на необходимую высоту, регулировку тонгажа при этом осуществляют прикрытием или открытием параллельно, одновременно с обоих сторон горизонтальных щитков управления 16 на передней или задней частях летательного аппарата, т.е. без изменения вектора тяги производят незначительное уменьшение или увеличение самого вертикального усилия на передней или задней частях самолета. Регулировку крена осуществляют с помощью горизонтальных щитков управления 16, при этом закрытие или открытие щитков выполняют параллельно одновременно уже с одной стороны. Обычно эти два процесса совмещают. В связи с тем, что вентиляторы 3, изогнутые спрофилированные сопла, в том числе выходные его части, т.е. все точки приложения вертикальных усилий, находятся выше центра тяжести заявляемого летательного аппарата, то обеспечивается способность к саморегулировке - самовосстановлению положения, как в поперечном так и в продольном направлениях. Эту задачу часто поручают автоматическому компьютерному управлению. Поворот или разворот производят с помощью незначительного отклонения вектора тяги вертикальными щитками управления 15 с одной стороны заявляемого летательного аппарата или с двух сторон, но в противоположном направлении. При отклонении вертикальных щитков управления 15 в одном направлении с двух сторон обеспечивают точное перемещение заявляемого летательного аппарата в направлении вперед- назад, начало набора скорости для горизонтального полета. После подъема на любую необходимую высоту от 0,1 метра и выше, через силовой вал 18, дифференциал 10 и вал винта 7 подают мощность на маршевый винт 6 для набора горизонтальной скорости. По мере набора горизонтальной скорости потребность в мощности на вентиляторы 3 снижается по двум причинам: 1. весовая нагрузка постепенного переходит на несущие поверхности (в нашем случае фюзеляж);

2. через открытые в необходимой мере щитки 4 на входе в вентиляторы, возникает возрастающий подпор набегающего воздуха, для устойчивой работы вентиляторов 3 величину подпора регулируют величиной открытия щитков 4 на входе в вентилятора, выходящий из плоского горизонтального сопла поток будет сносится набегающим потоком воздуха, в связи с чем давление на выходе из сопла понижается, динамический напор набегающего потока воздуха увеличивает давление на входе в вентиляторы 3, а на выходе из сопел и соответственно вентиляторов, уменьшает, соответственно, потребная мощность также уменьшается.

По мере возрастания скорости, соответственно, мощность перераспределяется с вентиляторов 3 на маршевый винт 6, щитки 4 на входе в вентиляторы и горизонтальные щитки управления 16 на выходе из сопел плавно прикрываются. Управление горизонтальным полетом выполняют посредством передних рулей 1, двух килей 8 и руля высоты 9. Полный прием нагрузки несущими поверхностями (в нашем случае фюзеляжем) возможен уже при скоростях 180-300 км/ч. Не критичным является полный прием нагрузки и при более высоких скоростях 300-400 км/ч. Набор скорости до крейсерской происходит в обычном самолетном режиме.

Снижение скорости и переход с горизонтального полета на вертикальный, посадку летательного аппарата выполняют в обратной последовательности.

Эти операции могут осуществляться в автоматическом режиме, под компьютерным управлением.

Технико-экономический эффект. Использование заявляемого изобретения позволит повысить полезную нагрузку и устойчивость управления при выполнении полета в вертикальном и переходном режимах, снизить аэродинамическое сопротивление горизонтальному полету, расход топлива при вертикальном и горизонтальном полете.