ГИБРИДНЫЙ ДИРИЖАБЛЬ ЛИНЗООБРАЗНОЙ ФОРМЫ

Гибридный дирижабль линзообразной формы предназначен для выполнения дальних, сверхдальних и длительных полетов с полезным, в том числе с тяжелым и нестандартным грузом, а также с пассажирами. Дирижабль относится к классу свободных управляемых аэростатических летательных аппаратов, имеющих корпус в виде круглой двояковыпуклой симметричной или несимметричной линзы, полужесткой или жесткой конструкции. Аппарат снабжен силовой установкой, где в качестве движителей использованы воздушные винты, четыре из которых создают вертикальную тягу, а еще четыре - горизонтальную. Лопасти всех винтов имеют возможность изменения угла атаки с целью управления общим шагом винтов и обеспечения управлением величиной и направлением (реверсом) тяги для выполнения режимов стабилизации в пространстве аппарата как твердого тела относительно шести степеней свободы. Полет аппарата может осуществляется с использованием аэростатической подъемной силы легкого газа (например, гелия), находящегося в его корпусе, аэродинамической подъемной силы, тяги воздушных винтов (движителей) силовой установки, а также подъемной силы нагретого воздуха, заключенного наряду с легким газом в специальные термополости внутри корпуса аппарата. Аппарат не имеет аэродинамических поверхностей управления. Управление полетом выполняется с помощью изменения величины и направления тяги винтов силовой установки, а также изменением температуры горячего воздуха внутри аппарата. Используя все четыре перечисленные способа получения подъемной силы в различных комбинациях, можно сформировать любую траекторию полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включая стратосферные высоты. С целью выполнения продолжительных полетов (например, сотни дней) в стратосфере для осуществления мониторинга земной поверхности или получения и передачи информации, в том числе с больших высот, аппарат снабжен энергетической установкой на основе фотопреобразователей (солнечных батарей), аккумуляторов и топливных водородных элементов.

Известен высокоманевренный дирижабль дискообразной формы (патент Великобритании №2027403, кл. B7W 11А10, 1980 г.) В качестве движителей силовой установки на аппарате использованы четыре поворотных воздушных сопла, расположенные симметрично по периферии силового диска. На аппарате установлен газотурбинный двигатель, поток выхлопных газов которого направляется по трубам к соплам, меняющим скорость и направление истечения газа. Дирижабль не имеет аэродинамических рулей и управляется с помощью изменения величины и направления векторов тяги воздушных сопел. К недостаткам этой конструкции следует отнести сложность процесса управления тягой сопла и ограниченные углы ее отклонения.

Известен дисковый полужесткий дирижабль (патент Великобритании №2117728, кл. В64В 1/02, 1983 г.) Для управления подъемной силой и перемещения в вертикальной плоскости дирижабль снабжен системой термобалластирования. Для выполнения горизонтального полета аппарат имеет двигатели с воздушными винтами, расположенные на периферии силового кольца. К недостаткам этого аппарата следует отнести неэффективное управление полетом в вертикальной плоскости при использовании только системы термобалластирования.

Известен дискообразный дирижабль по авторскому свидетельству СССР №569097, кл. В64В 1/20, 1975 г. Его особенностью является наличие оболочки, образованной системой частично перекрывающих друг друга эластичных полос, закрепленных между силовым кольцом и верхним и нижними кольцами корпуса. Для регулирования подъемной силы предусмотрена тросовая система с лебедкой, позволяющая менять объем корпуса с отсеками, содержащими несущий газ. К недостаткам данного проекта относится наличие у аппарата аэродинамических рулей, которые неэффективны на низких скоростях полета и в режиме висения и имеют большой вес. Кроме этого, дирижабль не имеет органов управления, обеспечивающих возможность стабилизации и управления креном и тангажем на малых скоростях полета и в режиме висения.

В качестве прототипа выбран полужесткий аэростатический летательный аппарат, патент РФ №105881, кл. В64В 1/08 от 19.11.2010 г., включающий в себя линзообразный корпус с силовым каркасом, содержащим элементы, обеспечивающие сохранение его внешней формы, в том числе внешнее силовое кольцо в виде треугольной фермы; внутренние верхнее и нижнее силовые кольца; верхнюю и нижнюю мягкие оболочки, соответствующие части эллипсоида с отношением высоты к диаметру, менее 0,6, образующие внутренний объем корпуса, где установлены мягкие газовые баллоны, положение которых фиксируется внутренним такелажем, заполненные газом легче воздуха; снабженный грузовым отсеком и отсеком (кабиной) управления.

Прототип имеет ряд недостатков, основными из которых являются:

1. Нерациональное расположение винтовых движителей, не позволяющее полностью решить вопросы обеспечения управления и стабилизации аппарата относительно шести степеней свободы, в частности в направлении оси Z в плоскости XOZ аппарата, при действии внешних ветровых возмущений на режимах висения, вертикальных взлета и посадки.

2. Отсутствие системы управления, обеспечивающей выполнение полетного задания в условиях действии внешних возмущений и отказах оборудования и силовой установки, формирующей суммарный вектор тяги винтовых движителей силовой установки, обеспечивающий стабилизацию и траекторное управление движением аппарата в режимах маршрутного полета, взлета/посадки, висения и дрейфа по ветру.

3. Необходимость введения компенсации реакции аппарата (вращения вокруг оси Y) на работу четырех винтов вертикальной тяги, вращающихся в одну сторону, которую следует устранять либо с помощью винтов горизонтальной тяги, непрерывно формируя момент противоположного направления, либо применением двух вариантов редукторов двигателей винтов вертикальной тяги, расположенных попарно относительно продольной оси Х аппарата и имеющих противоположное направление вращения выходных валов, вращающих воздушные винты, путем применения вариантных редукторов между выходными валами двигателей и воздушных винтов.

4. Система энергообеспечения не позволяет совершать длительные, в том числе многомесячные полеты.

5. Аппарат не имеет системы термобалластировки, позволяющей транспортировать грузы различной величины без использования специального балласта, необходимого при выгрузке грузов.

Задача, положенная в основу настоящего изобретения, заключается в создании аэростатического летательного аппарата, свободного от недостатков прототипа и позволяющего решать задачи транспортировки грузов и/или пассажиров в любое время года и суток в любую точку земного шара, на больших высотах, включая стратосферные, эксплуатация которого может осуществляться с необорудованных площадок небольшого размера без использования наземной инфраструктуры.

Технический результат использования настоящего изобретения достигается обеспечением устойчивости и управляемости аппарата путем рациональной компоновки силовой установки и управления тягой движителей при действии управляющих и внешних (ветровых) возмущений, что приводит к увеличению безопасности полета и точному выдерживанию траектории полета, в том числе на режимах взлета и посадки.

Предлагаемый летательный аппарат имеет следующие отличия от прототипа.

1. Движители (воздушные винты) скомпонованы в четыре энергетических узла, расположенных по внешней окружности силового кольца симметрично относительно связанных осей X, Y, Z аппарата. Каждый из четырех энергетических узлов содержит движитель вертикальной тяги и движитель горизонтальной тяги. Такое расположение винтов позволяет формировать суммарный вектор тяги силовой установки, действующий в любом направлении, необходимом для управления полетом и/или компенсации влияния ветровых возмущений с любого направления с целью обеспечения режимов либо стабилизации аппарата в заданной точке пространства, либо выдерживания заданной траектории полета, в том числе при вертикальном взлете и посадке.

2. Движители (воздушные винты) горизонтальной тяги имеют дополнительную возможность поворотов вектора тяги на угол 45° относительно продольной оси Х аппарата, что позволяет создавать суммарный вектор тяги горизонтальных винтов в любом направлении горизонтальной плоскости X, Z с целью обеспечения стабилизации местоположения аппарата относительно заданной точки земной поверхности.

3. В составе силовой установки в канале вертикальной тяги применены соосные вертолетные винты. Движители (воздушные винты) вертикальной тяги выполнены в виде пары соосных вертолетных винтов, снабженных механизмом управления общим шагом лопастей и автоматом перекоса лопастей. Автомат перекоса создает дополнительную возможность стабилизации и управления аппаратом в горизонтальной плоскости без использования поворота вектора тяги горизонтальных движителей по пункту 2.

4. Применение соосных винтов в канале вертикальной тяги исключает реакцию аппарата на дестабилизирующие моменты вокруг оси Y, которые возникают при использовании несоосных винтов вертикальной тяги, что приводит к упрощению управления аппаратом по каналу курса, экономии топлива и устраняет необходимость обеспечения вращения несоосных винтов (в случае их применения) в противоположных направлениях путем использования для цели получения вертикальной тяги вариантных двигателей с вращением выходных валов в противоположных направлениях.

5. Применение фотопреобразователей в системе энергоснабжения аппарата позволяет совершать длительные стратосферные полеты на больших высотах.

6. Аппарат снабжен комплексом управления полетом, содержащим систему устойчивости и управляемости, навигационную систему, встроенную в комплекс систему контроля и диагностики. Комплекс выполнен резервированным, рассчитанным на выполнение завершения полета и безопасной посадки при возникновении любого первого отказа любого блока, агрегата и системы.

На фигуре приведена схема расположения энергетических узлов и движителей (воздушных винтов) силовой установки аппарата. Аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки 1, имеет внешнее силовое кольцо 5, на котором установлены энергетические узлы 2 силовой установки. Каждый из четырех узлов содержит два воздушных винта, один из которых создает вертикальную тягу 4, а второй - горизонтальную 3. Винты, создающие вертикальную тягу 3, выполнены соосными и снабжены автоматом перекоса и механизмом изменения общего шага лопастей. Применение таких винтов не приводит к появлению в полете реакции аппарата на действие возмущающих моментов (тенденция к развороту аппарата вокруг оси Y), возникающих при работе вертикальных винтов, вращающихся в одну сторону, и позволяет использовать двигатели, имеющие одинаковое направление вращения выходных валов.

Применение автомата перекоса лопастей соосных винтов позволяет обеспечить дополнительную возможность наряду с движителями горизонтальной тяги выполнение режима стабилизации положения центра тяжести аппарата в горизонтальной плоскости.

Для управления полетом и стабилизации аппарата в горизонтальной плоскости вдоль осей X, Z воздушные винты горизонтальной тяги 3 каждого энергетического узла 2 имеют возможность поворота (в том числе возможно вместе с двигателем) вокруг оси Y на угол 45 градусов. Повернутые винты показаны пунктиром, а направление их тяг - черными стрелками. Их направление позволяет формировать суммарный вектор тяги этих винтов в плоскости X, Z и осуществлять движение аппарата в любом направлении плоскости X, О, Z.

Система электроснабжения аппарата содержит фотопреобразователи с аккумуляторами и водородными топливными элементами. При выполнении полета днем фотопреобразователи снабжают электроэнергией все бортовые системы, заряжая при этом еще аккумуляторы и обеспечивая работу электролизеров, вырабатывающих водород и кислород из воды. Ночью системы и агрегаты борта обеспечиваются электроэнергией, поступающей от аккумуляторов и топливных элементов, работающих на водороде, полученном при работе электролизеров. При достаточной площади фотопреобразователей, установленных на внешней поверхности аппарата, можно с каждого квадратного метра поверхности получать электроэнергию в количестве 0,06 кВт/час.