Самолет вертикального ультракороткого взлета и посадки

(51) ОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОВЕДОМСТВО СССРГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕН ВТОРС КОМ ИДЕТЕЛЬСТВУ 1(71) Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе(57) Изобретение относится к авиации, в частности к самолетам вертикального ультракороткого взлета и посадки, Цельизобретения - повышение объемной и весовой эффективности самолета. Самолет содержит крыло 1, фюзеляж 2, горизонтальное 3 и вертикальное оперения, шасси, силовую установку. состоящую из подъемно-маршевого двигателя 6 с поворотным соплом 7 и выносной форсажной камеры 8, расположенной в гондоле 9 на крыле 1, Выносная форсажная камера 8 содержит переднюю камеру 10 с поворотным соплом 11 и нижней створкой и заднюю камеру 13 с соплом 14. Передняя и задняя камеры разделены распределительной заслонкой 15. Выносная форсажная камера 8 соединена с подъемно- маршевым двигателем трубопроводом 16. Поврот поворотного сопла 11 происходитФ по кольцевому подшипнику. В качестве при вода использованы воздушный мотор и цепная передача. а ил,и 13, Применял крылья 1 обратной стреловидности можно сместить вперед точку приложения равнодействующей тяги, что благоприятно сказывается на согласование положения центра тяжести, фокуса, центра тяг, и шасси самолета, Расположение гондо 55 Изобретение относится к авиационнойтехнике и может быть использовано приразработке самолетов вертикального ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП).Цель изобретения - повышение обьемной и весовой эффективности самолета,Иэ анализа патентной и технической литературы не известно использование указанной совокупности отличительныхпризнаков характеризующей достижениеположительного эффекта за счет выполнения ВФК в видедвух агрегатов расположенных в гондоле на крыле и содержащихпереднюю камеру с поворотным соплом. заднюю камеру с соплом, между которымиустановлена распределительная заслонка,что позволяет сократить вес и занимаемыйобъем силовой установки.Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявленное устройствосамолета отличается тем, что ВФК размещены на крыле, Это решение позволило отказаться от струйной системы управления иповысить эффективность силовой установки,На фиг. 1 представлена общая схемасамолета, вид сбоку; на фиг. 2 - общая схемасамолета, вид сверху; на фиг. 3 - поворотноесопла ВФК, вид сбоку; на фиг. 4 - поворотное сопло ВФК, вид спереди.СВ/УВП содержит крыло 1, фюзеляж 2,горизонтальное 3 и вертикальное 4 оперения, шасси 5, силовую установку состоящуюиз ПУД - 6, с поворотным соплом 7, и выносной форсажной камеры 8 расположенной вгондоле 9 на крыле 1, ВФК - 8 содержит переднюю камеру 10 с поворотным соплом 11и нижней створкой 12 закрепленной на поворотном сопле 11, а также заднюю камеру13 с соплом 14.Передняя 10 и задняя 13 камеры разделены распределительной заслонкой 15,ВФК - 8 соединена с ПУДтрубопроводом 16,Положение поворотного сопла 11 выбирается из условия прохождения равнодействующей вектора тяги от сопел 11 и 7 черезцентр тяжести или заданный диапазон центровок, обеспечения достаточных управляющих усилий относительно осей ОХ: ОУ; 07Горизонтальное положение ВФК 8 позволяет реализовать потребные длины камер 10 лы 9 и крыла 1 проведено из условия согласования их с другими агрегатами планера по "Правилу площадей". Смещение центра тяг вперед позволяет получить эпюру площадей соответствующую телу минимального сопротивления и снизить величину моментов инерции,Гондола 9 одновременно служит противофлатерным грузом для крыла 1 и располагается над центропланом крыла 1.Нижняя створка 12 выполняет функции орлеана управления струей из поворотного сопла 11 и закрывает его в полете от набегающего потока, Поворотное сопло 11 также выполняет функции обтекателя гондолы 9.Нижняя створка 12 и поворотные сопла 7 и 11 снабжены системой охлаждения, либо выполнены из жаропрочных материалов.Поворотное сопло 11 отклоняет струю относительно оси 02 за счет профилировки сопла, за счет поворота - относительно оси ОХ, а нижняя створка 12 - относительно оси ОЕ.Поворот поворотного сопла 11 происходит относительно оси ОХ связанной системы координат самолета по кольцевому подшипнику 17, В качестве привода использован воздушный мотор 18 и цепная передача 19.Положение и компоновка сопел 14 выбраны иэ условия создания эффекта супер- циркуляции на крыле самолета.В качестве сопла 14 возможно применение как плоских, так и осесимметричных сопел,Устройство работает следующим образом, На взлете шасси 5 находится в выпущенном положении, поворотные сопла 11 и 7, в повернутом положении, створка 12 открыта, распределительная заслонка 15 закрывает заднюю камеру В Ф К, поворотные сопла 11 и 7 создают тягу, превышающую взлетный вес самолета, балансировка и управление самолетом осуществляется за счет модуляции тяги или отклонения поворотных сопел. Для управления в канале крена управляющее усилие создается за счет прироста или снижения тяги на поворотных соплах 11, для крена на левый бок надо снизить тягу левого поворотного сопла 11 и увеличить тягу правого поворотного сопла 11, при этом суммарная тяга останется той же. В случае применения поворота тяги относительно оси ОХ для снижения вертикальной составляющей на поворотном сопле 11 возникает разворачивающий момент относительно оси ОУ, но в связи с тем, что величина момента инерции относительно оси ОУ значительно больше чем относительно оси ОХ этот режим управления тоже допустим,Для управления в канале тангажа применяется модуляция тяги поворотных сопел 11 и 1, а также отклонение сопел и за счет этого снижение вертикальной составляющей тяги (поворотные сопла 11 при повороте струи под самолет. или от самолета по направлению к консолям крыла 1).С помощью данного режима появляется возможность управлять эффектом рециркуляции и фонтанным эффектом.Для управления в канале рыскания применяется поворот сопел 11 на обоих консолях в одном направлении, за счет чего возникает разворачивающий момент,Для усиления эффекта поворота струи можно применять нижнюю створку 12,ВФК - 8 использует рабочий газ отбираемый от ПМД - б и подаваемый по трубопроводу 16 в переднюю камеру 10.Во время работы поворотных сопел 11 горизонтальное оперение 3 на взлете разворачивается в положение, при котором оно экранирует воздухозаборники ПМДот попадания горячих газов.В случае двухдвигательной схемы самолета в каналы управления по курсу и рысканию включаются поворотные сопла 7,В крейсерском полете шасси 5 находится в убранном положении, поворотное сопло 7 открыто, а поворотное сопло 11 находится в исходном положении и снизу закрыто нижней створкой 12, при этом выполняя функции обтекателя гондолы 9. Распределительная заслонка 15 при этом закрывает переднюю камеру 10, а задняя камера 13 работает либо в режиме форсажа, либо в бесфорсажном режиме,Тяга сопел 7 и 14 используется при маневрировании (создание непосредственного управления боковой и подъемной силой), балансировке самолета и т.д работая совместно с аэродинамическими поверхностями и органами управления.Интеграция элементов силовой установки и планера, повышение несущих свойств самолета и т.д. позволяет реализовать сверхзвуковые режимы полета,При посадке устройство работает аналогично взлетному режиму, После выпуска шасси самолет выполняет посадку.Взлет и посадка реализуются как в вертикальном режиме, так и в ультракоротком, коротком и обычном, Это достигается разными углами отклонения поворотных сопел 1 и 11, а также различными ва;.вантами ис 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 пользования сопел 11 и 14 при совместной работе с поворотным соплом 7,Изменение взлетно-посадочных режимов позволяет варьировать полезной нагрузкой или запасом топлива. С увеличением длины разбега масса полезной нагрузки увеличивается.По сравнению с прототипом, выполнение ВФК в виде двух агрегатов расположенных на крыле и состоящих из двух камер, позволяет сократить вес конструкции и занимаемый объем за счет: совмещения функций струйной системы управления и сопловой установки: освобождения полезного объема в носовой части фюзеляжа; сокращения длины фюзеляжа и моментов инерции самолета, снижения потерь на балансировку; уменьшения габаритов и веса ПМД, разгрузки крыла благодаря весу гондол, повышения несущих свойств планера (эффект суперциркуляции); выполнения требований "Правила площадей", а следовательно, снижения волнового сопротивления самолета,Компоновка СВ/УВП начинается с размещения силовой установки из условия прохождения вектора тяги через центр масс самолета,И з-за значител ьн ы х размеров (объем силовой установки равен - 30;4 объема самолета) и веса (вес равен - 23 от взлетного веса самолета),Как правило, значительная часть компоновочного поля в районе центра масс занята агрегатами силовой установки, Требования по компоновке основных стоек шасси, центроплана, крыла, топливных баков, некоторых отсеков оборудования, требующих размещения в центре масс самолета, заставляет увеличивать мидель фюзеляжа СВ/УВП, Типичным примером являются самолеты семейства Харриеров. Увеличение миделя фюзеляжа СВ/УВП приводит к значительным аэродинамическим потерям, что не позволяет современным СВ/УВП летать на сверхзвуковых режимах полета.В то же время, разнесение агрегатов, обладающих большим удельным весом, таких какдвигатели, топливо, стойки шасси, на значительные расстояния от центра масс увеличивает моменты инерции самолета, а согласно формуле для величины управляющего момента относительно трех осей коор- динат Мху 2 =худехуу = РхУе худ,гдехуан - момент инерции СВ/УВП;я ху - потребное угловое ускорение;Рхуу - тяга управляющего руля;1 хуг - плечо от управляющего руля до центра масс самолета,Потребная величина тяги управляющего руля зависит от плеча его расположения и от величины момента инерции,Выполнение ВФКв виде двух агрегатов, позволило разместить их на крыле, освободив при этом объем впереди "штанов" воздушного канала ПМД - 6. а следовательно, появляется возможность уменьшить момент инерции носовой части фюзеляжа относительно осей 02 и ОУ, В то же время, наличие задних камер ВФК, работающих на рабочем теле. отбираемом от второго контура ПМД, причем длина задних камер ВФКпо конструктивным соображениям короче длины ПМД, срез сопла которого совпадал бы со срезом сопла второго контура, позволяет уменьшить занимаемый в фюзеляжа ПМДобъем и расположить в нем потребные агрегаты, компоновка которых также тяготеет к центру масс самолета,Уменьшение длины фюзеляжа, а следовательно, и моментов инерции самолета относительно осей ОУ и ОЕ позволяет уменьшить тягу в рулях управления на доэволютивных режимах полета,Снижение тяги в рулях струйной системы управления на доэволютивных режимах позволяет уменьшить величину отбора рабочего тела от ПМД, а следовательно и величину потерь тяги ПМД, которая превышает величину отбора рабочего тела от ПМД.Расположение сопел 11 и 7 на значительном расстоянии от центра масс СВ/УВП позволило применить на однодвигательном по ПМД самолете газодинамическую и векторную модуляции для управленияпо всем трем каналам тангака, курса и крена,Управляющее усилие на руле управления действует незначительное время, поэтому потери носят по времени локальный характер и несоизмеримы с потерями силовой установки, связанными с отбором в газ одинамическую струйную систему управления,Газодинамическая модуляция переводит управляющее усилие в запас по тяге и связана также с экономией топлива. Отказ от газодинамической системы управления позволил сэкономить вес и объем, которые требовались бы на прокладку трубопроводов в крыле (в зоне максимальных строительных толщин) и фюзеляже.Снижение потерь силовой установки на 5 режимах взлета позволяет снизить размерность и массу двигателя. Объем силовой установки пропорционален нулевой стартовой тяге в степени 3/2, а масса силовой установки пропорциональна нулевой стартовой тяге,Снижение массы конструкции достигается за счет уменьшения габаритов самолета, обеспечения возможности компоновки тяжелых агрегатов ближе к центру самолета и может быть оценено согласно метода градиентов взлетной массы, Там же приведены весовые эквиваленты аэродинамических ха рактеристик, об улучшении которых говорится выше, которые позволяют так же судить о снижении массы планера самолета.Вынесение ВФК в гондолы на крыле, атакже компоновка поворотного сопла 7 в хвосте фюзеляжа позволяют снизить массу конструкции фюзеляжа за счет исключения вырезов под агрегаты силовой установки.Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки 30 и массу конструкции крыла за счет разгрузки массой гондолы 9 крыла 1.Выполнение ВФКв виде двух агрегатов, снабженных поворотными соплами увеличивает удельную массу на0,012 кг/кг т 35 и объем этих агрегатов. Суммарная величина потерь меньше величины выигрыша.Приведенные выше доводы позволилиавторам сделать вывод о сокращении веса конструкции и занимаемых объемов самоле таПоложительный эффект заключается втом, что за счет зкономии веса и сокращения объемов увеличивается масса полезной нагрузки или дальность полета.Формула изобретенияСамолет вертикального ультракороткого взлета и посадки, содержащий крыло, вертикальное оперение, горизонтальное оперение, шасси, фюзеляж, силовую установку, состоящую из подъемно-маршевых двигателей с поворотным соплом и выносной форсажной камерой, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что, с целью повышения объемной и весовой эффективности самолета, выносная форсажная камера размещена в гондоле на крыле и содержит переднюю камеру с поворотным соплом и нижней поворотнойстворкой, а также заднюю камеру с соплом, нижняя поворотная створка установлена наснабжена распределительной заслонкой, а поворотном сопле.1816717 Составитель М.КуприковТехред М,Моргентал Корректор М.Керецман дактор С,Кулак ри ГКНТ СС изводственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 10 Заказ 1704 ВНИИПИ Госуда Тираж венного ко 113035, Мо Потета по изобретениямва. Ж, Раушская наб исноеткрытия4/5