летательный аппарат вертикального взлета и

посадки область техники

изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам типа летающей тарелки с вертикальным взлетом и посадкой, и может быть использовано для перевозки пассажиров и грузов.

предшествующий уровень техники известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий основное и расположенное под ним дополнительное кольцевые крылья, кабину, вентилятор, размещенный в центре крыла, и двигатель (а. с. ссср Jfe 1446836, мпк ⁷ B64C 39/06, оп. 27.10.2004).

при работе известного устройства улучшение аэродинамических характеристик достигается путем увеличения площади крыла. наиболее близким аналогом заявляемого устройства, выбранным в качестве прототипа, является летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий согнутое в контур крыло выпуклого профиля, внутри которого закреплен с зазором фюзеляж. в зазор вставлены лопатки вентилятора, поворачивающиеся с помощью двигателя (заявка фрг Xo 4037472, мпк ⁶ B64C 29/02, 39/06, оп. 16.01.92). общими существенными признаками известного и заявляемого устройств являются согнутое в контур крыло, внутри которого установлен с зазором фюзеляж, и силовая установка.

при работе известного устройства вентилятор нагнетает воздух сквозь зазор под выпуклое крыло, образовывая зону повышенного давления, то есть т.н. воздушную подушку, которая, однако, не в состоянии поднять аппарат на большую высоту. таким образом, в известном летательном аппарате нагнетаемый воздух используется неэффективно, что приводит к увеличению мощности силовой

установки при необходимости увеличения высоты подъема аппарата.

раскрытие изобретения

в основу изобретения поставлена задача усовершенствования летательного аппарата вертикального взлета и посадки, в котором путем изменения профиля крыла и направленности воздушного потока, нагнетаемого силовой установкой, обеспечивается эффективное использование воздушного потока, за счет чего достигается технический результат: повышение кпд силовой установки, улучшение аэродинамических и эксплуатационных характеристик летательного аппарата.

поставленная задача решается тем, что в летательном аппарате вертикального взлета и посадки, содержащем согнутое в контур крыло, внутри которого установлен с зазором фюзеляж, и силовую установку, в соответствии с изобретением крыло имеет профиль самолетного крыла, а силовая установка установлена таким образом, что нагнетает воздушный поток преимущественно в плоскости крыла в направлении преимущественно от центра фюзеляжа на крыло.

в иных конкретных формах выполнения на внешней кромке крыла расположены жалюзи всасывающего коллектора, сквозь крыло соединенного с силовой установкой, а на верхней поверхности фюзеляжа расположены жалюзи всасывающего коллектора, сквозь фюзеляж соединенного с силовой установкой.

сопло двигателя или сопла двигателей силовой установки по краю сплющены. в нижней части крыла установлены с возможностью открываться подкрылки.

зазор между контуром крыла и фюзеляжем выполнен с возможностью изменяться.

между совокупностью существенных признаков заявляемого изобретения и достигаемым техническим результатом существует следующая причинно-следственная связь.

изменение профиля крыла и направленности воздушного потока, а именно:

- выполнение крыла с профилем самолетного крыла;

- установление силовой установки таким образом, что воздух нагнетается преимущественно в плоскости крыла в направлении преимущественно от центра фюзеляжа на крыло; в совокупности с известными признаками заявляемого изобретения обеспечивает эффективное использование воздушного потока, благодаря его направленности на крыло как при разбеге самолета и аэродинамическим преимуществам самолетного крыла. эффективное использование воздушного потока состоит в его действии на всю рабочую поверхность крыла, что обеспечивает увеличение подъемной силы при той же мощности силовой установки, увеличение высоты и скорости подъема, что приводит к повышению кпд силовой установки, улучшению аэродинамических и эксплуатационных характеристик летательного аппарата. наличие на внешней кромке крыла жалюзи всасывающего коллектора, сквозь крыло соединенного с силовой установкой, обеспечивает использование взвихренного воздушного потока, образующегося над внешней кромкой крыла, который по всасывающему коллектору направляют на турбину силовой установки для усиления воздушного потока, для увеличения разрежения над крылом и повышения подъемной силы. так же наличие на верхней поверхности фюзеляжа жалюзи всасывающего коллектора, сквозь фюзеляж соединенного с силовой установкой, обеспечивает увеличение разрежения над фюзеляжем и повышение подъемной силы.

выполнение сплющенным по краю сопла двигателя или сопел двигателей силовой установки, нагнетающих воздушный поток, способствует более полному обдуву площади крыла.

установление в нижней части крыла с возможностью открываться подкрылок способствует облегчению и более эффективному взлету и более мягкой посадке за счет увеличения давления воздуха под летательным аппаратом при опускании подкрылок вниз.

выполнение зазора между контуром крыла и фюзеляжем с возможностью изменяться позволяет регулировать подъемную силу в зависимости от изменения мощности двигателя. в случае аварийной ситуации, необходимости отключения двигателя, его отказа, отсутствия топлива сведение величины зазора к нулю позволяет использовать эффект парашюта, вследствие резкого увеличения давления воздуха под аппаратом, что обеспечивает более мягкую, без ударов посадку. таким образом, изобретение и в конкретных формах выполнения способствует достижению указанного технического результата.

краткое описание чертежей

сущность предложенного изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен вид сверху летательного аппарата; на фиг. 2 - разрез а - а на фиг. 1; на фиг. 3 - фронтальный разрез летательного аппарата, на фиг. 4 - фотография общего вида экспериментального образца летательного аппарата.

летательный аппарат вертикального взлета и посадки (фиг. 1) содержит согнутое в контур крыло 1 с профилем самолетного крыла, внутри которого закреплен с зазором, величина которого может изменяться, фюзеляж 2 с кабиной пилота и системой управления, и силовую установку, которая установлена преимущественно в днище фюзеляжа 2 и может иметь один или несколько двигателей 3 в зависимости от типа и назначения летательного аппарата. это могут

быть поршневые, турбовинтовые, турбовентиляторные, турбореактивные двигатели и т.п. оптимально использовать три звездообразно расположенных двигателя 3, сопла 4 которых нагнетают воздушный поток в плоскости крыла 1 в направлении от центра фюзеляжа 2 на крыло 1 , на его внутреннюю кромку (фиг. 2). контур крыла 1 может быть замкнутым в случае дозвукового летательного аппарата или разомкнутым в случае сверхзвукового летательного аппарата. внутри крыла 1 может быть выполнен всасывающий коллектор 5 с жалюзи 6 на внешней кромке крыла 1, соединенный с силовой установкой. в верхней части фюзеляжа 2 также могут быть расположены жалюзи 7 всасывающего коллектора 8, также соединенного с силовой установкой (фиг. 3). сопла 4 двигателей 3 по краю могут быть выполнены сплющенными. в нижней части крыла 1 с внешней стороны для облегчения взлета-посадки могут быть установлены подкрылки 9 (фиг. 3).

управляемость летательного аппарата осуществляется установленными на крыле 1 по бокам элеронами 10 (рулями поворотов) и соплом-хвостом 11, движущимся вниз и направо (фиг. 1). для повышения маневренности и улучшения летных характеристик боковые части крыла 1 могут быть выполнены подвижными относительно фюзеляжа 2.

вдоль центральной оси летательного аппарата может находиться шлюз-шахта 12 (фиг. 3) для установки, например, стыковочных узлов сверху и снизу. это позволит в космосе собирать летательные аппараты секционно, образовывая орбитальную станцию.

лучший вариант осуществления изобретения двигатели 3 сквозь сопла 4 нагнетают воздушный поток в плоскости крыла 1 от центра фюзеляжа 2 на внутреннюю кромку крыла 1 по всему периметру контура крыла. внутренняя кромка крыла 1

разделяет воздушный поток на два потока - верхний и нижний, которые сквозь зазор между крылом 1 и фюзеляжем 2 обтекают верхнюю и нижнюю поверхности крыла 1. благодаря тому, что крыло 1 имеет профиль самолетного крыла, под крылом 1 возникает зона повышенного давления, а над крылом 1 - зона разрежения, в результате чего образовывается направленная вверх подъемная сила, и летательный аппарат набирает высоту. сплющенное по краю сопло 4 обеспечивает более полный обдув площади крыла 1 по внутреннему периметру его контура. при условии наличия всасывающего коллектора 5 взвихренный воздушный поток, образующийся над верхней поверхностью крыла 1 с внешней стороны, сквозь жалюзи 6 всасывается в коллектор 5 и сквозь крыло 1 снова попадает на турбину двигателя 3, что устраняет срыв потока и увеличивает разрежение над крылом 1, и соответственно, подъемную силу. одновременно сквозь жалюзи 7 всасывающего коллектора 8 воздушный поток с верха фюзеляжа 2 попадает в силовую установку, увеличивая разрежение над верхней поверхностью фюзеляжа 2 и крыла 1 и обеспечивая двигатели чистым воздухом для бесперебойной работы летательного аппарата.