RU2842758C1 - Бесфюзеляжный летательный аппарат - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам управления пограничным слоем, и может быть использовано в конструкции летательных аппаратов типа летающее крыло для изменения аэродинамических характеристик. Предлагается бесфюзеляжный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло», содержащий корпус, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении, и хвостовое оперение. В хвостовой части корпуса сверху корпуса на пилонах установлены хвостовые мотогондолы с газотурбинными двигателями, по бокам корпуса на пилонах установлены боковые мотогондолы с газотурбинными двигателями. В передней части корпуса выполнен поперечный канал, поверх которого установлен спойлер. Боковые мотогондолы и по меньшей мере одна хвостовая мотогондола выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости для создания вертикальной и горизонтальной тяги. При горизонтальном положении боковых мотогондол вход в газотурбинные двигатели, расположенные в боковых мотогондолах, соединен с поперечным каналом. Хвостовое оперение состоит из двух основных килей, расположенных в хвостовой части по краям корпуса и соединенных стабилизатором. Технический результат заключается в повышении устойчивости и экономичности полета летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло», а также обеспечении вертикального взлета и посадки. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам управления пограничным слоем и может быть использовано в конструкции летательных аппаратов типа летающее крыло для изменения аэродинамических характеристик.

Известен самолет с аэродинамическим несущим корпусом, состоящий из корпуса, объединяющего функции крыла и фюзеляжа, органов аэродинамической стабилизации, двигательной установки и посадочного устройства, при этом корпус выполнен в виде уплощенного хорошо обтекаемого профилированного тела, боковая поверхность которого образована верхней выпуклой и нижней плоской поверхностями, отличающийся тем, что геометрическая форма корпуса в плане представляет эллипс, большая ось которого совпадает с продольной осью самолета, при этом отношение малой оси эллипса к большой оси находится в диапазоне значений 0,40-0,85 (по патенту RU75371, кл. B64G 1/14, опубл. 10.08.2008).

Недостатком данного решения является то, что при увеличении скорости потока с задней поверхности крыла происходит срыв воздушного потока. За линией отрыва образуется разряжение воздуха, куда устремляется обратный (турбулентный) поток воздуха, стремящийся заполнить разрежение за крылом. В результате крыло становится неуправляемым.

Известен способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло», заключающийся в том, что мотогондолу двигателя устанавливают в хвостовой части крыла таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы двигателя и поверхностью крыла составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника (по патенту RU 2605653, кл. B64D 27/18, B64C 39/10, опубл. 27.12.2016).

Недостатком данного решения является отсутствие возможности управления пограничным слоем.

Известен способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата, основанный на формировании присоединенных вихрей в ячейках, образованных в кормовой части поверхности, путем отсоса воздуха из полостей ячеек. В процессе отсоса скорость отбора воздуха постепенно увеличивают до момента образования присоединенных вихрей, при котором достигается полное присоединение пограничного слоя к поверхности летательного аппарата, после чего уровень отсоса уменьшают до минимального, при котором еще имеет место безотрывное обтекание поверхности летательного аппарата (по патенту RU 2015941, кл. B64C 21/08, опубл. 15.07.1994).

Наиболее близким техническим решением является устройство управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащее вихревую камеру, выполненную в форме полости в кормовой части поверхности и сообщенной с источником низкого давления. Устройство снабжено обтекаемым телом, установленным в полости вихревой камеры с образованием между стенками камеры и поверхностью тела кольцевого вихревого канала (по патенту RU 2015942, кл. B64C 21/08, опубл. 15.07.1994).

Недостатком ближайшего аналога и прототипа является потеря КПД воздушного потока за счет формирование трения в пазухе (в щели) между наружной и внутренней оболочками крыла, при заборе воздуха для работы двигателей, а также за счет потери части воздуха на заполнение разряжения за крылом. Также недостатком является неустойчивость полета летательного аппарата за счет образования за крылом попутного турбулентного потока воздуха. Воздух, выходящий через поперечные щели в задней поверхности крыла, заполняет разрежение воздуха за крылом, снимает обратный турбулентный поток и обеспечивает безотрывное обтекание крыла воздушным потоком. Однако при этом скорость движения воздуха, выходящего из щелей, меньше скорости движения воздушного потока, обтекающего крыло, соответственно его закручивает в направлении движения воздушного потока. За крылом образуется попутный турбулентный поток меньшей силы, что негативно влияет на устойчивость крыла.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении устойчивости, увеличении свободного пространства в крыле и экономичности полета летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло», а также обеспечение вертикального взлета и посадки.

Указанный технический результат достигается тем, что бесфюзеляжный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло», содержит корпус, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении, и хвостовое оперение, в хвостовой части корпуса сверху корпуса на пилонах установлены хвостовые мотогондолы с газотурбинными двигателями (ГТД), по бокам корпуса на пилонах установлены боковые мотогондолы с газотурбинными двигателями, и отличается тем, что в передней части корпуса выполнен поперечный канал, поверх которого установлен спойлер, боковые мотогондолы и по меньшей мере одна хвостовая мотогондола выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости для создания вертикальной и горизонтальной тяги, при горизонтальном положении боковых мотогондол вход в газотурбинные двигатели, расположенные в боковых мотогондолах, соединен с поперечным каналом, при этом хвостовое оперение состоит из двух основных килей, расположенных в хвостовой части по краям корпуса и соединенных стабилизатором.

Кроме того, хвостовое оперение может иметь дополнительные кили, установленные между основных килей.

Кроме того, стабилизатор может выступать за корпус в горизонтальном направлении.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими чертежами, на которых изображен частный случай реализации:

Фиг. 1 - бесфюзеляжный летательный аппарат, общий вид;

Фиг. 2 - бесфюзеляжный летательный аппарат, общий вид;

Фиг. 3 - бесфюзеляжный летательный аппарат, мотогондолы в вертикальном положении, вид сбоку;

Фиг. 4 - бесфюзеляжный летательный аппарат, мотогондолы в горизонтальном положении, вид сбоку;

Фиг. 5 - бесфюзеляжный летательный аппарат, вид сверху;

Фиг. 6 - бесфюзеляжный летательный аппарат, вид сзади;

Фиг. 7 - забор воздуха с передней части крыла.

Бесфюзеляжный летательный аппарат (фиг. 1, 2), выполненный по схеме «летающее крыло», содержит корпус 1, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении и представляет собой толстое крыло, и хвостовое оперение, включающее в себя расположенные в хвостовой части корпуса 1 основные кили 2, дополнительные кили 3 и стабилизатор 4, выступающий за корпус в горизонтальном направлении. Основные кили 2 расположены по краям корпуса 1. Дополнительные кили 3 расположены между основными килями 2. Стабилизатор 4 соединяет все кили между собой. В хвостовой части корпуса 1 на пилонах 5 установлены хвостовые мотогондолы, при этом хвостовые мотогондолы 6 выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости, а хвостовые мотогондолы 7 без возможности поворота. По бокам корпуса 1 на пилонах 8 установлены с возможностью поворота в вертикальной плоскости боковые мотогондолы 9. Внутри мотогондол 6, 7 и 9 располагаются газотурбинные двигатели 10. Поворотные мотогондолы 6 и 9 могут создавать вертикальную и горизонтальную тягу. Опорами служат две лыжи 11, так как летательный аппарат имеет возможность вертикального взлета и посадки.

В передней части корпуса выполнен поперечный канал 12, поверх которого установлен спойлер 13. При горизонтальном положении боковых мотогондол 9 вход в газотурбинные двигатели, расположенные в них, соединен с поперечным каналом 12 посредством угловых патрубков 14.

Применение.

Заявленный бесфюзеляжный летательный аппарат может иметь различные размеры: от малых беспилотных летательных аппаратов до тяжелых грузовых авиалайнеров.

Взлет осуществляется вертикально. Для этого хвостовые мотогондолы 6 и боковые мотогондолы 9 поворачиваются так, чтобы ГТД в них создавали вертикальную тягу (фиг. 3). После набора необходимой высоты включаются ГТД, расположенные в неповоротных мотогондолах 7, аппарат выходит на маршевую скорость, начинает работать подъемная сила толстого крыла. После этого мотогондолы 6 и 9 поворачиваются в горизонтальное положение и также обеспечивают полет (фиг. 4). Все ГТД обеспечивают горизонтальную тягу, необходимую для полёта. Посадка осуществляется в обратной последовательности. Мотогондолы 6 и 9 поворачиваются в вертикальное положение. ГТД в мотогондолах 7 выключаются и летательный аппарат совершает посадку.

Устойчивость полета, описанного бесфюзеляжного летательного аппарата, реализуется за счет управления пограничным слоем толстого крыла, в виде которого изготовлен корпус 1, без отрыва воздушного потока за счет использования ГТД, расположенных сверху нижней зоны летательного аппарата за крылом в хвостовой части. Работа ГТД за счет всасывания воздуха обеспечивает прижатие воздушного потока, обтекающего крыло к поверхности крыла. Срыва воздушного потока с крыла не происходит, так как пограничного слоя и разрежения за крылом нет, нет и турбулентных потоков. Летательный аппарат устойчив в полете. Также для повышения устойчивости полета, предусматриваются основные вертикальные кили 2 по краям корпуса 1 летательного аппарата. Они препятствуют всасыванию воздуха ГТД с боковых сторон, обеспечивая протекание воздушного потока только через верх крыла, повышая эффективность работы подъемной силы крыла.

Газотурбинные двигатели в боковых мотогондолах 9 при повороте в горизонтальное положение подключаются через угловые патрубки 14 к поперечному каналу 12, обеспечивающему совместно со спойлером 13 забор воздуха в режиме кольцевого вихря с передней части крыла. Встречный поток воздуха режется спойлером 13 на части, одна часть заходит под спойлер 13, вторая проходит над ним вдоль лобовой части толстого крыла. Спойлер 13 сужает щель под собой и вталкивает часть воздушного потока в поперечный канал 12, где воздух закручивается в кольцевой вихрь. Воздух попавший в кольцевой вихрь не может из него выйти, его прижимает часть воздушного потока, проходящего под спойлером 13 мимо поперечного канала 12. Этот воздушный поток за счет инжекционного эффекта раскручивает кольцевой вихрь, постоянно наполняя его воздухом и создавая в поперечном канале 12 избыточное давление. Вместе с тем поперечный канал 12 соединен в торце угловым патрубком 14 со входом в ГТД, который в свою очередь, всасывает разогнавшийся в кольцевом вихре воздушный поток для своей работы. При этом кольцевой вихрь раскручивается до скорости всасывания воздуха в ГТД что значительно снижает сопротивление. Встречное сопротивление воздушного потока на лобовой части толстого крыла уменьшается на объем воздуха, всасываемого в два боковых ГТД. Движение воздуха показано стрелками на фиг. 7. Это обеспечивает создание перед крылом зоны пониженного давления и снятия лобового сопротивления воздуха при полете. Это решение также обеспечивает устойчивость, а также экономичность при полете.

Заявленные технические решения, использованные в конструкции бесфюзеляжного летательного аппарата обеспечивают:

- устойчивую и сверхмощную (по сравнению с самолетом) подъемную силу;

- устойчивое положение летательного аппарата при совершении маневров в воздухе;

- безаэродромное базирование аппаратов с использованием для взлета и посадки любого покрытия, в том числе и воду;

- вертикальный взлет и посадку, используя боковые поворотные двигатели участвующие (в маршевом режиме) в снятии лобового сопротивления воздуха;

- экономичный режим эксплуатации аппарата, снижение нагрузок на двигатели, сокращение расхода топлива и тем самым повышение дальности полета;

- скоростной маршевый режим полета 800 - 1000 км/час;

- высокая грузоподъемность;

- свободный набор высоты до отметок маршрутов гражданской авиации.

Таким образом, решения, используемые в изобретении, повышают устойчивость и экономичность полета летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло», а также обеспечивают вертикальный взлет и посадку, и тем самым обеспечивают достижение технического результата.

Claims (7)

1. Бесфюзеляжный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло» и содержащий корпус, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении, и хвостовое оперение, в хвостовой части корпуса сверху корпуса на пилонах установлены хвостовые мотогондолы с газотурбинными двигателями, по бокам корпуса на пилонах установлены боковые мотогондолы с газотурбинными двигателями, отличающийся тем, что в передней части корпуса выполнен поперечный канал, поверх которого установлен спойлер, боковые мотогондолы и по меньшей мере одна хвостовая мотогондола выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости для создания вертикальной и горизонтальной тяги, при горизонтальном положении боковых мотогондол вход в газотурбинные двигатели, расположенные в боковых мотогондолах, соединен с поперечным каналом, при этом хвостовое оперение состоит из двух основных килей, расположенных в хвостовой части по краям корпуса и соединенных стабилизатором.

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что хвостовое оперение имеет дополнительные кили, установленные между основных килей.

3. Летательный аппарат по п. 1 или 2, отличающийся тем, что стабилизатор выступает за корпус в горизонтальном направлении.

4. Бесфюзеляжный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло» и содержащий корпус, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении, и хвостовое оперение, в хвостовой части корпуса сверху корпуса на пилонах установлены хвостовые мотогондолы с газотурбинными двигателями, по бокам корпуса на пилонах установлены боковые мотогондолы с газотурбинными двигателями, отличающийся тем, что боковые мотогондолы и по меньшей мере одна хвостовая мотогондола выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости для создания вертикальной и горизонтальной тяги, при этом хвостовое оперение состоит из двух основных килей, расположенных в хвостовой части по краям корпуса и соединенных стабилизатором.

5. Летательный аппарат по п. 4, отличающийся тем, что хвостовое оперение имеет дополнительные кили, установленные между основных килей.

6. Летательный аппарат по п. 4 или 5, отличающийся тем, что стабилизатор выступает за корпус в горизонтальном направлении.

7. Бесфюзеляжный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло» и содержащий корпус, который имеет аэродинамический профиль в поперечном сечении, и хвостовое оперение, в хвостовой части корпуса сверху корпуса на пилонах установлены хвостовые мотогондолы с газотурбинными двигателями, по бокам корпуса на пилонах установлены боковые мотогондолы с газотурбинными двигателями, отличающийся тем, что в передней части корпуса выполнен поперечный канал, поверх которого установлен спойлер, боковые мотогондолы и по меньшей мере одна хвостовая мотогондола выполнены с возможностью поворота в вертикальной плоскости для создания вертикальной и горизонтальной тяги, при горизонтальном положении боковых мотогондол вход в газотурбинные двигатели, расположенные в боковых мотогондолах, соединен с поперечным каналом.