RU2672539C1

RU2672539C1 - Vertical take-off and landing aircraft

Info

Publication number: RU2672539C1
Application number: RU2017124301A
Authority: RU
Inventors: Владимир Васильевич Яковлев
Priority date: 2017-07-07
Filing date: 2017-07-07
Publication date: 2018-11-15

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to vertical take-off and landing aircraft. Vertical-takeoff-and-landing aircraft contains a fuselage, power plant, lift-cruise propellers, which create vertical thrust on take-off. Annular wings are installed at an angle of 15° to the horizon, and coaxial screws are installed inside the annular channel of the wing. At the trailing upper edge of each annular wing there are rotary valves in the form of cylindrical sectors that deflect down the air flow from the screws at 75°. At the ends of the stabilizer, rotary propellers in the annular nozzles, which ensure the stability and controllability of the aircraft in all flight modes are installed.

EFFECT: imbalance in the thrust of the propelling plants of the two engines is eliminated in the event of failure of any of the elements of the power drive or transmission.

1 cl, 3 dwg

Description

Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) предназначен для перевозки пассажиров и грузов.Aircraft of vertical take-off and landing (VTOL) is intended for the transport of passengers and goods.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве средства для доставки грузов и пассажиров с неподготовленных площадок ограниченного размера.The invention relates to aircraft and can be used as a means for the delivery of goods and passengers from unprepared sites of limited size.

Известен способ перевозки грузов и пассажиров с неподготовленных площадок ограниченного размера, но имеющих уклон не более 3°÷5° к горизонту с помощью вертолетов или конвертопланов, например вертолет производства РФ типа Ми-8 или конвертоплан производства США V-22 "Оспри". С. Мицкевич «Результаты войсковых испытаний транспортно десантного самолета V-22 "Оспри"» «Зарубежное военное обозрение» №11(656) 2001 г., стр 33-38.A known method of transporting goods and passengers from unprepared sites of limited size, but having a slope of not more than 3 ° ÷ 5 ° to the horizon using helicopters or tiltrotor planes, for example, a helicopter manufactured by the Russian Federation such as Mi-8 or tiltrotor manufactured by the USA V-22 Osprey. S. Mitskevich "The results of military tests of the transport-landing aircraft V-22" Osprey "" "Foreign Military Review" No. 11 (656) 2001, pp. 33-38.

Недостатком и вертолета и конвертоплана является невозможность причаливания в вертикальной стенке, из-за опасности касания лопастями за препятствие. Также вертолеты и конвертопланы не приспособлены к посадке на наклонные поверхности с уклоном более 3°÷5° к горизонту. Общим недостатком и вертолета и конвертоплана в области безопасности полета является катастрофическое развитие ситуации при поломке хотя бы одной из лопастей несущего или рулевого винтов. Для конвертоплана катастрофическое развитие ситуации происходит также при отказе механизма поворота хотя бы одной винтомоторной группы при переходе из горизонтального полета к режиму вертикального снижения. Из-за большого диаметра лопастей конвертоплан не способен выполнить посадку по-самолетному.The disadvantage of both a helicopter and a tiltrotor is the inability to land in a vertical wall, because of the danger of the blades touching the obstacle. Also, helicopters and convertiplanes are not suitable for landing on inclined surfaces with a slope of more than 3 ° ÷ 5 ° to the horizon. A common drawback of both a helicopter and a tiltrotor in the field of flight safety is the catastrophic development of the situation when at least one of the rotor or tail rotor blades breaks. For the tiltrotor, a catastrophic development of the situation also occurs when the rotation mechanism of at least one propeller group fails during the transition from horizontal flight to the vertical reduction mode. Due to the large diameter of the blades, the tiltrotor is not able to land in an airplane.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является проект производства США экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) VZ-3RY /Яндекс/Ryan VZ-3RY/Википедия. Самолет имеет фюзеляж, крыло малого удлинения, два винта установленных на крыле, причем диаметр винта равен размаху консоли крыла, закрылки по всей длине консоли и вертикальные плоскости на концевой нервюре. Вертикальный взлет VZ-3RY обеспечивается отклонением закрылков крыла малого удлинения на 90° относительно горизонта.The closest to the claimed technical solution in terms of technical nature and the technical result achieved is the US-made VZ-3RY / Yandex / Ryan VZ-3RY / Wikipedia experimental vertical production takeoff and landing aircraft (VTOL). The aircraft has a fuselage, a wing of small elongation, two screws mounted on the wing, and the diameter of the screw is equal to the span of the wing console, flaps along the entire length of the console and vertical planes on the terminal rib. The vertical take-off of the VZ-3RY is provided by deflecting the flaps of the wing of small elongation by 90 ° relative to the horizon.

Описанный способ принят за прототип изобретения.The described method is adopted as a prototype of the invention.

Недостатки прототипа: невозможность обеспечить безопасность полета при отказе (поломки) хотя бы одной из лопастей, в результате ситуации происходит не только сильная вибрация конструкции из-за несбалансированности вращающихся лопастей, но и несимметрия тяги, которая вызывает опрокидывание самолета относительно продольной оси X на режимах вертикального полета. По результатам летных испытаний самолета VZ-3RY были выявлены проблемы с устойчивостью и управляемостью на режимах вертикального взлета-посадки, а также на переходных режимах к горизонтальному полету и обратно. Эти недостатки обусловлены конструкцией планера с крылом малого удлинения, но с закрылками, которые отклоняют поток почти 90°.The disadvantages of the prototype: the inability to ensure flight safety in case of failure (breakdown) of at least one of the blades, as a result of the situation there is not only strong vibration of the structure due to the imbalance of the rotating blades, but also the asymmetry of traction, which causes the aircraft to tip over with respect to the longitudinal axis X in the vertical modes flight. According to the results of flight tests of the VZ-3RY aircraft, problems with stability and controllability were identified in the vertical take-off and landing modes, as well as in transitional modes to horizontal flight and vice versa. These disadvantages are due to the design of the airframe with a wing of small elongation, but with flaps that deflect the flow of almost 90 °.

Технической задачей изобретения является исключение несбалансированности тяги винтомоторных групп двух двигателей при отказе любого из элементов силового привода (двигателя) или трансмиссии.An object of the invention is the elimination of unbalanced thrust propeller groups of two engines in case of failure of any of the elements of the power drive (engine) or transmission.

Поставленная задача решается следующим образом: самолет вертикального взлета и посадки содержащий фюзеляж, силовую установку, подъемно-маршевые винты, создающие вертикальную тягу на взлете имеет установленые кольцевые крылья под углом 15° к горизонту, причем внутри кольцевого канала крыла установлены соосные винты, а на задней верхней кромке каждого кольцевого крыла установлены поворотные створки в виде цилиндрических секторов, которые способны отклонить поток воздуха от винтов на 75° вниз, при этом устойчивость и управляемость самолета на всех режимах полета обеспечивается с помощью поворотных винтов в кольцевых насадках, которые установлены на законцовках стабилизатора.The problem is solved as follows: a vertical take-off and landing aircraft containing the fuselage, a power plant, lifting and marching propellers creating vertical thrust for takeoff has mounted ring wings at an angle of 15 ° to the horizontal, with coaxial screws installed inside the wing annular channel, and on the rear the upper edge of each annular wing mounted rotary valves in the form of cylindrical sectors, which are able to deflect the air flow from the screws by 75 ° down, while the stability and controllability of the aircraft and in all flight modes provided by the rotary screw in the annular nozzles which are mounted on zakontsovkah stabilizer.

На фиг. 1 изображен общий вид самолета в режиме горизонтального полета, сечение по левому кольцевому крылу.In FIG. 1 shows a general view of the aircraft in horizontal flight mode, a section along the left annular wing.

На фиг. 2 изображен общий вид самолета в режиме горизонтального полетаIn FIG. 2 shows a general view of the aircraft in horizontal flight mode

На фиг. 3 изображена общий вид самолета в режиме вертикального полета, сечение по правому кольцевому крылу.In FIG. 3 shows a general view of the aircraft in vertical flight mode, a section along the right annular wing.

Конструкция летательного аппарата вертикального взлета и посадки состоит из фюзеляжа поз. 1 фиг. 1, в головной части которого размещаются кабины экипажа, справа и слева от фюзеляжа установлены под углом 15° к горизонтали кольцевые крылья поз. 2 фиг. 1, в хвостовой части фюзеляжа установлен стабилизатор поз. 3, на законцовках которого установлены кольцевые насадки с соосными винтами поз. 4, поз. 5 ось вращения поворотной створки, поз. 6 и поз. 7 фиг. 2 и фиг. 3 соосные винты в кольцевом крыле, поз. 8 и поз. 9 фиг. 2 и фиг. 3 поворотные створки.The design of the aircraft vertical takeoff and landing consists of a fuselage poses. 1 of FIG. 1, in the head part of which the crew cabs are located, to the right and left of the fuselage, ring wings of pos. 2 of FIG. 1, in the rear of the fuselage mounted stabilizer pos. 3, at the ends of which ring nozzles with coaxial screws, pos. 4, pos. 5 axis of rotation of the rotary leaf, pos. 6 and pos. 7 of FIG. 2 and FIG. 3 coaxial screws in the ring wing, pos. 8 and pos. 9 of FIG. 2 and FIG. 3 pivoting wings.

Силовая установка в составе двух двигателей размещается в фюзеляже, каждый двигатель имеет гидравлическую трансмиссию известной конструкции, с применением агрегатов высокого давления, гидравлическое давление по трубопроводам передается не только на маршевые гидродвигатели, но и на рулевые гидродвигатели в кольцевых насадках стабилизатора.The power plant consisting of two engines is located in the fuselage, each engine has a hydraulic transmission of a known design, using high pressure aggregates, hydraulic pressure is transmitted through pipelines not only to the main hydraulic motors, but also to the steering hydraulic motors in the ring nozzles of the stabilizer.

Сущность изобретения сводится к применению принципиально нового компоновочного решения при размещении подъемно-маршевых винтов в районе центра тяжести СВВП внутри кольцевого крыла, использованию для управления специальных рулевых винтов в кольцевых каналах на заоконцовках стабилизатора, которые разнесены на максимально большое расстояние от центра тяжести, тем самым обеспечивается максимальное плечо силы. Кольцевые каналы повышают эффективность винтов, а также предохраняют их от механических повреждений при контакте с препятствием. Рулевые винты в кольцевых каналах, разнесенные по оконечностям стабилизатора, полностью обеспечивают управление по всем трем осям, как в горизонтальном, так и в вертикальном полете на всех режимах полета. Так как основная тяга подъемно маршевых двигателей создается винтами, оси которых разнесены относительно плоскости симметрии аппарата в районе центра тяжести; то при отказе одного из винтов не происходит разбалансировки по тангажу, разбалансировка по крену компенсируется поворотом рулевых винтов в кольцевых каналах. Отказ одного из двигателей в горизонтальном полете не влияет на балансировку аппарата, так как мощность оставшегося двигателя передается на все винты с помощью гидравлической трансмиссии. Кольцевые крылья позволяют уменьшить габариты места стоянки.The essence of the invention boils down to the use of a fundamentally new layout solution when placing lifting-marching propellers near the center of gravity of the VTOL inside the annular wing, using special steering propellers in the annular channels for controlling the ends of the stabilizer, which are spaced as far as possible from the center of gravity, thereby ensuring maximum shoulder strength. The annular channels increase the efficiency of the screws and also protect them from mechanical damage upon contact with an obstacle. The steering screws in the annular channels, spaced at the ends of the stabilizer, fully provide control on all three axes, both in horizontal and vertical flight in all flight modes. Since the main thrust of the propulsion engines is created by screws, the axes of which are spaced relative to the plane of symmetry of the apparatus in the region of the center of gravity; then in case of failure of one of the screws, the pitch unbalance does not occur, the roll imbalance is compensated by turning the steering screws in the annular channels. Failure of one of the engines in horizontal flight does not affect the balance of the device, since the power of the remaining engine is transmitted to all the screws using a hydraulic transmission. Ring wings can reduce the size of the parking lot.

Конструкция работает следующим образом: СВВП в положении "на стоянке" имеет конфигурацию, согласно фиг. 3: Для выполнения вертикального взлета поворотные створки поз. 8 и поз. 9 фиг. 3 повернуты в максимально отклоненное положение вниз, рулевые винты в кольцевых каналах поз. 4 фиг. 1 на стабилизаторе установлены вертикально. Кольцевое крыло поз. 2 фиг. 1, установленное под углом 15° к горизонтали обеспечивает вертикальную подъемную силу от тяги винтов до 25% от максимальной тяги, при этом горизонтальная тяга остается на уровне 96% от максимальной. При вертикальном взлете фюзеляж поз. 1 фиг. 3 занимает горизонтальное положение. В случае отказа одного из винтов в кольцевом крыле возникающий момент крена будет компенсирован за счет поворота кольцевых насадков на законцовках стабилизатора. Для перехода к горизонтальному полету фиг. 2 поворотные створки поз. 8 и поз. 9 фиг. 2, поворачиваясь относительно оси 5 фиг. 1, постепенно переводятся в убранное положение, а кольцевые насадки поз. 4 фиг. 1 на стабилизаторе устанавливаются вдоль потока.The design works as follows: the VTOL in the “parked” position has the configuration according to FIG. 3: To perform vertical take-off, turn flaps pos. 8 and pos. 9 of FIG. 3 are turned down to the maximum deviated position, the tail rotors in the annular channels pos. 4 of FIG. 1 on the stabilizer mounted vertically. Ring wing pos. 2 of FIG. 1, installed at an angle of 15 ° to the horizontal, provides vertical lifting force from propeller thrust to 25% of maximum thrust, while horizontal thrust remains at 96% of maximum. With vertical takeoff, the fuselage poses. 1 of FIG. 3 occupies a horizontal position. In the event of failure of one of the screws in the annular wing, the resulting roll moment will be compensated by turning the ring nozzles on the ends of the stabilizer. To go to horizontal flight of FIG. 2 rotary wings pos. 8 and pos. 9 of FIG. 2, rotating about axis 5 of FIG. 1, are gradually transferred to the retracted position, and the ring nozzles pos. 4 of FIG. 1 on the stabilizer are installed along the flow.

Техническим результатом является получение самолета вертикального взлета и посадки, который при одинаковой полезной нагрузке и одинаковом запасе топлива по сравнению с вертолетом, а также и одинаковых двигателях позволяет доставлять груз с вдвое большей скоростью на вдвое большее расстояние. Но при этом имеет существенно более простую конструкцию за счет отказа от вертолетной винтомоторной группы (редуктор, втулка винта, узлы крепления лопастей, трансмиссия, автомат перекоса). Техническим результатом также является повышение безопасности полета, так как при отказе двигателя на взлете или посадке на вертикальном участке траектории возможна посадка на шасси с предельно допустимой перегрузкой, так как рулевые винты на стабилизаторе компенсируют момент крена.The technical result is to obtain an airplane of vertical take-off and landing, which with the same payload and fuel reserve in comparison with a helicopter, as well as with identical engines, allows delivering cargo with twice as much speed over twice as much distance. But at the same time it has a much simpler design due to the rejection of a helicopter propeller group (gearbox, propeller hub, blade attachment points, transmission, swashplate). The technical result is also an increase in flight safety, since in the event of an engine failure on takeoff or landing on a vertical portion of the trajectory, landing on the chassis with maximum permissible overload is possible, since the tail rotors on the stabilizer compensate for the roll moment.

Изобретение позволяет существенно снизить издержки на эксплуатацию на авиалиниях, на которых сейчас используются вертолеты и повысить безопасность полетов.The invention allows to significantly reduce operating costs on airlines, which are now using helicopters and improve flight safety.

Claims

1. The airplane vertical take-off and landing, containing the fuselage, the power plant, lift and propellers, creating vertical thrust on take-off, characterized in that the ring wings are installed at an angle of 15 ° to the horizontal, with coaxial screws installed inside the ring channel of the wing, and the trailing upper edge of each annular wing has rotary flaps in the form of cylindrical sectors, which are able to deflect the air flow from the screws 75 ° down.

2. Aircraft of vertical take-off and landing according to claim 1, characterized in that the tips of the stabilizer are equipped with rotary screws in the ring nozzles, which provide stability and controllability of the aircraft in all flight modes.