Самолет вертикального взлета и посадки - RU2162809C2

Чертежи

Показать все 9 чертежа(ей)

Описание

Изобретение относится к области авиастроения, а более конкретно к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха с газотурбинными двигателями (ГТД), предназначенных для вертикального взлета и посадки.

Известны различные конструкции летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.

Известен, например, самолет вертикального взлета и посадки "МИРАЖ-БАЛЬЗАК", фирмы "ДАССО", Франция (см. кн. Э. Цихош, "Сверхзвуковые самолеты", М., "Мир", 1983, с. 113....114, 315...316, рис. 1.54, 1.55, 2.113), содержащий фюзеляж балочной схемы, шасси, треугольное крыло, киль с рулем направления, силовую установку (СУ), включающую 8 подъемных ГТД, установленных в фюзеляже вертикально соплами вниз группами по 4 двигателя симметрично относительно центра тяжести самолета, и маршевый ГТД, установленный в хвостовой части фюзеляжа в горизонтальном положении, и систему управления самолетом: в горизонтальном полете - элевонами и рулем направления; в вертикальном полете - 10 соплами, размещенными на носовой и хвостовой части фюзеляжа и консолях крыла, соединенными специальными трубопроводами через управляемые клапаны с компрессорами подъемных ГТД.

Увеличение количества подъемных ГТД значительно снижает надежность СУ, а следовательно, и безопасность использования самолета, о чем свидетельствует факт разрушения всех экспериментальных самолетов с СУ подобной схемы в процессе испытаний. Дело в том, что значительное удаление подъемных ГТД от центра тяжести даже при частичном изменении силы тяги одного из них приводит к возникновению опрокидывающего момента, который не может быть парирован системой управления, в результате чего самолет теряет устойчивость и опрокидывается. К такому же эффекту будет приводить и отказ любого элемента сопловой системы управления, т.к. сопла для управления по тангажу и крену могут создавать момент только одного направления (они жестко закреплены и истечение сжатого воздуха возможно только вниз). Кроме того, наличие большого количества подъемных ГТД требует значительного увеличения объема фюзеляжа самолета, дополнительных механизмов для привода жалюзи, закрывающих воздухозаборники и сопла подъемных ГТД, все это в конечном счете ведет к существенному увеличению веса самолета и снижению его весовой эффективности.

Известен также самолет вертикального взлета и посадки VJ-101C объединения "EWR-Зюд", ФРГ (см. кн. Э. Цихош, "Сверхзвуковые самолеты", М., "Мир", 1983, с. 111...116, 317...319, рис. 1.54, 1.56, 2.114....2.116), содержащий фюзеляж балочной схемы, шасси, крыло, имеющее две консоли, киль с рулем направления и управляемый стабилизатор, СУ, включающую два подъемных ГТД, установленных за кабиной в фюзеляже вертикально соплами вниз, и четыре подъемно-маршевых ГТД, помещенных в две поворотные гондолы, установленные на концах крыла, и систему управления самолетом: в горизонтальном полете - элероны, управляемый стабилизатор и руль направления; в вертикальном полете - тягой двигателей.

По сравнению с самолетом "МИРАЖ-БАЛЬЗАК" VJ-101C обладает целым рядом достоинств:
- на взлете и посадке может быть использована тяга всех двигателей;
- возможно применение форсирования подъемно-маршевых ГТД, что повышает их эффективность;
- использование поворотных гондол упрощает переход в различные фазы полета;
- управление на режимах вертикального взлета, висения и посадки производится путем дифференциального изменения тяги отдельных групп двигателей;
- поворот гондол дает возможность осуществить короткий взлет и посадку.

Однако применение большого количества двигателей, расположенных на значительном расстоянии от центра тяжести самолета при отказе любого двигателя или системы управления ими, приведет к появлению опрокидывающего момента, который не всегда может быть парирован системой управления и в этом случае самолет будет опрокидываться. То что из 2-х экспериментальных образцов один потерпел катастрофу, а программа создания этого самолета закрыта, говорит о недостаточной безопасности самолета этой схемы.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции самолета вертикального взлета и посадки по технической сущности и достигаемому результату от ее использования является конструкция самолета вертикального взлета и посадки V-22 "Оспри" (см. П. Бауэрс, Летательные аппараты нетрадиционных схем, Москва, Мир, 1991, стр. 229, 230, рис. 11.21), содержащего фюзеляж с гондолой, шасси, крыло с двумя консолями и центропланом, в передней части которого закреплена гондола, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую два подъемно-маршевых двигателя, установленных в поворотных двигательных гондолах на концах крыла вместе с двумя (соединенными с ними трансмиссиями) воздушными винтами с возможностью их поворота в вертикальной плоскости на 98 градусов и с поперечными валами, обеспечивающими при необходимости привод обоих винтов от одного двигателя, систему управления, включающую органы управления; элероны крыла, руль высоты, установленный на стабилизаторе, и рули направления, размещенные на килях, а также систему управления для вертикального полета и висения. В данной системе кроме обычного набора рулей имеются "автоматы перекоса" (с автономным управлением перекосом) воздушных винтов изменяемого шара, что позволяет наклонять вектор тяги в любую сторону при фиксированном положении двигателя. То есть система управления данного самолета позволяет обеспечить управления полетом самолета, во-первых, путем изменения тяги отдельных воздушных винтов за счет изменения шага каждого винта и, во-вторых, путем обеспечения необходимого наклона осей винтов с помощью "автомата перекоса".

Такая конструкция самолета хотя и позволяет обеспечивать его вертикальный взлет и посадку, однако сложная конструкция винтов, сложная трансмиссия, сложная система управления на режимах взлета и посадки, а также разнесенное расположение винтов настолько снижают надежность работы всего самолета, что это введет к неминуемой катастрофе при поломке или отказе механизма изменения шага или автомата перекоса любого винта.

Кроме того, данная система обладает малой экономичностью, обусловленной наличием привода каждого винта от собственного двигателя, что в свою очередь исключает возможность перехода в горизонтальном полете на режим работы силовой установки с тяговооруженностью меньше единицы.

И, наконец, малая площадь крыла не обеспечивает возможности безопасной посадки в случае полного отказа двигателей в горизонтальном полете, а винты большого диаметра не позволяют обеспечить достижение звуковых и сверхзвуковых скоростей.

На основании вышеизложенного очевидно, что такая конструкция летательного аппарата хотя и позволяет обеспечивать его полет и висение, однако, в ряде случаев не может исключить создание аварийных ситуаций.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение безопасности полетов самолетов вертикального взлета и посадки.

Данная задача решается с помощью технического результата от использования заявляемого изобретения, заключающегося в достижении высокой надежности работы самолета как при вертикальном, так и горизонтальном полете с одновременным повышением удобства работы пилота и достижением больших сверхзвуковых скоростей.

Указанный результат достигается тем, что известный самолет вертикального взлета и посадки, содержащий фюзеляж с гондолой, шасси, крыло с двумя консолями и центропланом, в передней части которого закреплена гондола, оперение, включающее два киля и стабилизатор, силовую установку, включающую по меньшей мере один подъемно-маршевый двигатель, установленный в поворотной двигательной гондоле, систему управления, включающую органы управления: элероны крыла, руль высоты, установленный на стабилизаторе, и рули направления, размещенные на килях, а также систему управления для вертикального полета и висения, выполнен с двумя хвостовыми балками, закрепленными на верхней поверхности центроплана, поворотная двигательная гондола установлена цапфами в подшипниках, закрепленных на хвостовых балках, в вырезе центроплана над центром тяжести самолета с возможностью качения в плоскости его симметрии, при этом подъемно-маршевый двигатель выполнен газотурбинным, а кили закреплены на хвостовых балках.

Кроме этого, система управления для вертикального полета и висения выполнена реактивной и снабжена трубопроводами подачи сжатого воздуха в сопловые узлы, размещенные на концах крыла и фюзеляжа, при этом каждый сопловой узел кинематически связан соответственно с элероном, рулем высоты или рычагом управления по тангажу и рулем направления.

При размещении в поворотной двигательной гондоле двух и более подъемно-маршевых газотурбинных двигателей компрессоры всех подъемно-маршевых газотурбинных двигателей связаны между собой единым коллектором, который через цапфы соединен с трубопроводами реактивной системы управления для вертикального полета и висения.

Для повышения эффективности поворотная двигательная гондола выполнена с возможностью качания на угол 95...120 град., расстояние оси качания поворотной двигательной гондолы от центра тяжести самолета составляет от 0,05 до 0,5 средней аэродинамической хорды крыла, а кили наклонены к плоскости симметрии самолета и жестко соединены между собой верхними концами.

В том случае, если в поворотной двигательной гондоле установлено два подъемно-маршевых газотурбинных двигателя или более, то она снабжается эжектором, общим для всех подъемно-маршевых газотурбинных двигателей.

Введение в конструкцию самолета дополнительных элементов, особое выполнение имеющихся и дополнительных элементов конструкции, а также их особое размещение, в первую очередь размещение оси качания поворотной двигательной гондолы на вертикальной оси самолета над центром его тяжести, позволяет существенно повысить безопасность полетов на самолетах такой схемы с ГТД за счет обеспечения статической устойчивости и управляемости на режимах взлета, висения и посадки, в том числе при отказах элементов силовой установки и системы управления при одновременном обеспечении удобства эксплуатации в самых сложных условиях, а также достигать больших сверхзвуковых скоростей.

Заявляемое изобретение пояснено чертежами, на которых:
- на фиг. 1 показан общий вид легкого варианта предлагаемого самолета в плане с показом поворотной двигательной гондолы в положении для взлета/посадки - сплошной линией и в положении для горизонтального полета - штрихпунктирной линией;
- на фиг. 2 показан вид сбоку легкого варианта предлагаемого самолета с изображением поворотной двигательной гондолы в двух взаимно перпендикулярных положениях по аналогии с фиг. 1;
- на фиг. 3 показан вид легкого варианта предлагаемого самолета спереди с изображением поворотной двигательной гондолы в двух взаимно перпендикулярных положениях по аналогии с фиг. 1;
- на фиг. 4 показано поперечное сечение А-А по сопловому узлу управления креном и элерону консоли крыла;
- на фиг. 5 показано поперечное сечение Б-Б по сопловому узлу путевого управления на хвостовой балке и рулю направления;
- на фиг. 6 показано поперечное сечение В-В по сопловому узлу управления тангажом на хвостовой балке и рулю высоты;
- на фиг. 7 показано поперечное сечение Г-Г по сопловому узлу управления тангажом и рычагу управления в носу гондолы;
- на фиг. 8 показан общий вид грузового варианта предлагаемого самолета в плане с показом поворотной двигательной гондолы в положении для взлета/посадки - сплошной линией, а в положении для горизонтального полета - штрихпунктирной линией;
- на фиг. 9 показан вид сбоку грузового варианта предлагаемого самолета с изображением поворотной двигательной гондолы в двух взаимно перпендикулярных положениях по аналогии с фиг. 8;
- на фиг. 10 показан вид грузового варианта предлагаемого самолета спереди с изображением поворотной двигательной гондолы в двух взаимно перпендикулярных положениях по аналогии с фиг. 8.

Предлагаемый самолет вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, имеющий гондолу 1 и две хвостовые балки 2, 3, шасси с носовым колесом 4, основными колесами 5, 6 и хвостовыми опорами 7, 8; крыло, имеющее центроплан 9 и две консоли 10, 11, шарнирно закрепленные на боковых торцах центроплана 9; оперение, включающее два киля 12, 13 и стабилизатор, состоящий из двух половин 14, 15; силовую установку, состоящую из одного или нескольких, например из трех, подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16, закрепленных в поворотной двигательной гондоле 17 параллельно друг другу, и аэродинамическую систему управления для горизонтального полета, включающую органы управления; установленные на консолях крыла 10, 11 элероны 18, 19 и элементы механизации крыла, например закрылки 20, 21, рули высоты 22, 23, установленные на стабилизаторе 14, 15, и рули направления 24, 25, установленные на килях 12, 13, а также реактивную систему управления для вертикального полета и висения, включающую коллектор 26, объединяющий компрессоры подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 и связанный через цапфы 27, 28 с трубопроводами 29, 30, 31, 32, 33, 34 подачи сжатого воздуха к сопловым узлам 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41. При этом гондола 1 закреплена по оси симметрии самолета в передней части центроплана 9, на верхней поверхности концов которого закреплены две хвостовые балки 2 и 3.

Подъемно-маршевые газотурбинные двигатели 16 (если их больше одного) вплотную друг к другу закреплены в поворотной двигательной гондоле 17 и могут иметь общий воздухозаборник и форсажные камеры (на чертеже не показаны), а на выходе из поворотной двигательной гондолы 17 может быть установлен общий эжектор 42, который позволяет повысить статическую тягу силовой установки и снизить скорость и температуру истекающих на двигателей газов. Поворотная двигательная гондола 17 установлена на хвостовых балках 2, 3 в вырезе центроплана 9 с возможностью качания в плоскости симметрии самолета на угол b = 95. ..120 градусов посредством пустотелых цапф 27, 28, через которые к подъемно-маршевых газотурбинным двигателям 16 подведены все коммуникации и через которые из единого коллектора 26 сжатый компрессорами (на чертеже не показаны) подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 воздух подается через трубопроводы 29, 30, 31, 32, 33, 34 к сопловым узлам 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41 реактивной системы управления.

При этом ось цапф 27, 28 поворотной двигательной гондолы 17 поднята над центром тяжести (ц.т.) самолета на расстояние "h", равное 0,05...0,5 средней аэродинамической хорды крыла.

Сопловые узлы 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41 установлены вблизи соответствующих органов аэродинамической системы управления 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25 и имеют задвижки 43, 44, 45, которые кинематически связаны с этими органами, например, посредством жестких тяг 47, 48, 49. Задвижка 46 соплового узла 37 кинематически связана с рычагом 50 посредством, например, тяги 51. Все сопловые узлы 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41 имеют по два противоположно направленных сопла "а" и "б", причем у каждого соплового узла 35, 36, 37, 40, 41 нижнее сопло "б" открыто при нейтральном положении связанного с данным сопловым узлом соответствующего органа управления 18...25 или рычага 50 и, таким образом, участвует в создании подъемной силы.

В сопловых же узлах 38 и 39 при нейтральном положении рулей направления 24 и 25 закрыты оба сопла "а" и "б".

Кили 12, 13 (см. фиг. 3, 10) закреплены на хвостовых частях балок 2, 3 наклонно к плоскости симметрии самолета и жестко скреплены между собой верхними концами.

В грузовом варианте предлагаемого самолета (см. фиг. 8, 9, 10) хвостовые балки 2, 3 могут быть выполнены в виде грузовых кабин, консоли крыла 10, 11 при этом неподвижно закреплены на торцах центроплана 9, а колеса 4, 4' передней стойки шасси и 5, 5', 6, 6' основных стоек выполнены спаренными.

Эксплуатация предлагаемого самолета вертикального взлета и посадки осуществляется следующим образом.

Режим 1. "ВЗЛЕТ".

Перед взлетом самолета поворотная двигательная гондола 17 устанавливается в вертикальное положение (см. фи. 1, 2, 3) соплами подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 вниз. При этом вектор их суммарной тяги направлен от центра тяжести самолета вертикально вверх, что обеспечивает устойчивость самолета при взлете (а также при висении или при посадке). Минимальное расстояние оси каждого подъемно-маршевого газотурбинного двигателя 16 от вертикальной оси, проходящей через центр тяжести самолета, позволяет, например, при отказе одного из подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 легко парировать возникающий момент системой реактивного управления, не выключая симметрично расположенный двигатель и сохраняя горизонтальное положение самолета, пилот может либо продолжить взлет, либо совершить посадку. Управление по всем осям на режимах взлета и посадки, а также висения обеспечивается сопловыми узлами 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41 за счет создания управляющих моментов при истечении сжатого компрессорами подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 воздуха в нужном направлении, причем управление задвижками 43, 44, 45, 46 сопловых узлов 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41 производится соответствующими органами аэродинамической системы управления 18... 25 и рычагом 50, что обеспечивает пилоту при выполнении всех режимов полета привычные для него ощущения, близкие к возникающим в обычном горизонтальном полете.

Взлет и посадка самолета в случае избыточной полезной нагрузки или, например, на большой высоте над уровнем моря могут выполняться традиционным образом с обычного аэродрома, причем наклон поворотной двигательной гондолы 17 на 30...50 градусов от горизонтального положения позволяет резко сократить длину разбега (пробега) самолета.

Режим II. "ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ"
После набора достаточной высоты или сразу с момента отрыва поворотная двигательная гондола 17 с заданной скоростью переводится в горизонтальное положение. При этом самолет, плавно набирая скорость, переходит в горизонтальный полет. При достижении скорости, обеспечивающей создание достаточной для горизонтального полета подъемной силы, один или несколько двигателей могут быть выключены и дальнейший полет будет совершаться в экономичном режиме. При отказе работающего двигателя горизонтальный полет может быть продолжен на другом двигателе. При этом полет на всех двигателях обеспечивает сверхзвуковую скорость до 2 М и более, а достаточная площадь крыла обеспечивает самолету аэродинамическое качество не ниже 10...15, что позволяет даже в случае отказа всех двигателей в горизонтальном полете при наличии некоторого запаса высоты произвести безопасную посадку.

Режим III. "ВИСЕНИЕ".

Для выполнения задач по наблюдению за местностью, выбору места для посадки и т.п. самолет может эксплуатироваться в режиме висения, т.е. останавливаться в воздухе. Для этого поворотная двигательная гондола 17 переводится в вертикальное положение (см. фиг. 1, 2, 3) и суммарная тяга подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 сравнивается с весом самолета.

Дополнительный наклон (качание) поворотной двигательной гондолы 17 позволяет самолету останавливаться, перемещаться вперед или назад, в том числе и с наклоном на нос или хвост за счет соответствующего отклонения рулей высоты 22, 23 и рычага 50, а также связанных с ними задвижек сопловых узлов 37, 40, 41. При этом сопловые узлы 35, 36, управляемые элеронами 18, 19, позволяют придавать крен самолету и, соответственно, вызывать его скольжение в сторону крена, а сопловые узлы 38, 39, управляемые рулями направления 24, 25, обеспечивают поворот самолета вокруг вертикальной оси в любую сторону.

Режим IV. "ПОСАДКА".

Для перехода из горизонтального полета в режим посадки запускаются все ранее остановленные подъемно-маршевые газотурбинные двигатели 16 и поворотная двигательная гондола 17 переводится в крайнее положение соплами подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 вниз. При этом благодаря тому, что угол качания поворотной двигательной гондолы 17 составляет 95...120 градусов, появляется горизонтальная составляющая тяги, которая тормозит самолет. Более быстрое торможение будет обеспечено при придании самолету положительного угла тангажа. После перехода в режим висения сила тяги подъемно-маршевых газотурбинных двигателей 16 уменьшается и самолет совершает плавную посадку.

После посадки самолета для облегчения рулежки и помещения его в ангар консоли 10, 11 крыла поднимают (см. фиг. 3), что существенно уменьшает ширину самолета.

Использование предлагаемого изобретения позволяет:
1. Обеспечить существенное повышение безопасности полетов на самолетах, имеющих реактивные подъемно-маршевые газотурбинные двигатели, в том числе при отказе части двигателей за счет обеспечения и практического сохранения статической устойчивости самолета на режимах вертикального полета.

2. Обеспечить высокую экономичность эксплуатации самолета за счет обеспечения возможности выполнения горизонтального полета на одном или части двигателей.

3. Обеспечить использование на всех режимах полета тяги всех двигателей, а также их форсирование.

4. Обеспечить возможность достижения больших сверхзвуковых скоростей.

5. Обеспечить возможность создания самолетов с ГТД любых размеров и масс: от легких одноместных до многотонных грузовых.

6. Обеспечить возможность выполнения взлета традиционным образом с обычного аэродрома или с короткой неподготовленной площадки (в случае избыточного веса полезной нагрузки или на большой высоте над уровнем моря) с резким сокращением длины разбега.

7. Упростить управление самолетом на режимах вертикального полета и обеспечить пилоту комфортные рабочие условия за счет использования традиционных рычагов управления, что позволяет сохранить привычные ощущения, близкие к возникающим в обычном горизонтальном полете.

Реферат

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж с гондолой (1), шасси, крыло с двумя консолями (10, 11) и центропланом (9). В передней части последнего закреплена гондола (1). Оперение самолета состоит из двух килей (12,13) и стабилизатора (14, 15). Силовая установка включает по меньшей мере один подъемно-маршевый двигатель (17), установленный в поворотной двигательной гондоле (17). Имеется также система управления, включающая элероны (18, 19) крыла, руль (22, 23) высоты и рули (24, 25) направления, а также система управления для вертикального полета и висения. Самолет выполнен с двумя хвостовыми балками (2, 3), закрепленными на верхней поверхности центроплана (9). Поворотная двигательная гондола (17) установлена цапфами (27, 28) в подшипниках, закрепленных на хвостовых балках (2, 3), в вырезе центроплана (9) над центром тяжести самолета с возможностью качания в плоскости его симметрии. При этом подъемно-маршевый двигатель (16) выполнен газотурбинным, а кили (12, 13) закреплены на хвостовых балках (2, 3). Использование предложенной конструкции позволит повысить безопасность полетов, экономичность эксплуатации. 6 з.п.ф-лы, 10 ил.

Формула