УСТРОЙСТВО УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ САМОЛЕТА КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к авиационной технике, к средствам увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки и может быть использовано в конструкции проектируемых самолетов.

Известна конструкция самолета вертикального влета и посадки с поворотным крылом и винтами - Хиллер 1045 [1]. Крыло с двумя турбовинтовыми двигателями для вертикального взлета имеет возможность разворачиваться на угол 90°. Вращение винтов двух двигателей связано механической трансмиссией, с помощью которой также обеспечен привод небольших рулевых винтов, установленных в хвостовой части самолета для обеспечения управления и балансировки на режимах взлета и посадки, а также - переходных режимах.

Недостатком данной конструкции является сложность и громоздскость узлов поворота крыла, ограниченный небольшим периодом эксплуатации ресурс, а также высокий уровень сложности обеспечения управления и балансировки на переходных режимах.

Известна конструкция самолета вертикального взлета и посадки с поворотной силовой установкой с винтами - Белл-Боинг V-22 "Оспри" [2]. На концах его прямого крыла небольшого размаха установлены газотурбинные двигатели с винтами значительного по величине диаметра (более 10 м) с возможностью поворота на угол до 90° относительно горизонтальной плоскости.

Недостатком конструкции является размещение силовой установки (с возможностью разворота на 90°) на концах крыла, что приводит к значительным дополнительным нагрузкам на крыло на стоянке и переходных режимах, следствием чего является увеличение веса крыла. Кроме этого, для обеспечения вертикального взлета мощность силовой установки завышена в 2-2,5 раза, а диаметр винта увеличен в 3-3,5 раза по сравнению с обычным летательным аппаратом аналогичного взлетного веса, что приводит к высокому расходу топлива на всех режимах полета, а также - увеличению общего взлетного веса.

Также имеет место снижение эффективности силовой установки при взлете, на переходных режимах, посадке из-за попадания части струи винтов на консоли крыла.

Кроме того, сложна конструкция узлов поворота и привода силовой установки (СУ) в связи с большим диапазоном возможных углов фиксации СУ с винтами при взлете (посадке) и крейсерском полете, а также завышенной массой винтомоторной группы и, как следствие, - значительным моментом инерции.

Изобретение направлено на повышение эффективности устройства увеличения подъемной силы (СКВП) и его упрощение (включая снижение массы).

Это достигается тем, что узел поворота двигателя размещен в концевом сечении пилона, установленного над хвостовой частью крыла, перед закрылком, который шарнирно закреплен на кронштейнах навески и через узел крепления нижнего звена тяги с помощью складывающейся тяги подвижно соединен с узлом мотогандолы двигателя, при этом винтовой механизм привода закрылка шарнирно связан с узлом закрылка, установленном на верхней носовой его части, а нижнее звено тяги в убранном положении закрылка составляет часть хвостового отсека пилона.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена консоль крыла при виде сверху на крейсерском режиме полета; на фиг.2 - сечение А-А (A₁-A₁ - зеркальное отражение), закрылок убран) на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А (A₁-A₁ - зеркальное отражение), закрылок выпущен) на фиг.1; на фиг.4 - узел Б на фиг.2; на фиг.5 - сечение В-В на фиг.4; на фиг.6 сечение Г-Г на фиг.2, 4; на фиг.7 - узел Д на фиг.3.

Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки содержит крыло 1, установленные над ним в хвостовой части на пилонах 2, турбовинтовые двигатели 3 с толкающими винтами 4 с возможностью поворота относительно узлов вращение 5, закрепленных в верхнем сечении пилонов 3. Пилон 3 содержит замок фиксации 6, мотогандолы двигателя 3 и автомат демпфирования нагрузок 7, подвижно соединенный с мотогандолой двигателя 3. Однощелевой закрылок 8 установлен на крыле с помощью кронштейнов навески 9 с ограничителями 10 перемещения закрылка 8 посредством кронштейнов 11 закрылка 8. При этом последний связан с крылом винтовым механизмом 12 (привода закрылка 8), закрепленным в носовой части закрылка 8, а через складывающуюся тягу, состоящую из верхнего звена (элемента) 13 и нижнего - 14, шарнирно соединен с узлом 15 мотогандолы двигателя 3.

Устройство увеличения подъемной силы самолета короткого взлета и посадки работает следующим образом.

На режимах взлета и посадки замок 6 фиксации мотоганолы с двигателем 3 в крейсерском положении открыт, щелевой закрылок 8 перемещен (развернут) винтовым механизмом 12 вокруг оси вращения кронштейнов 9 крыла 1 до начала взаимодействия кронштейнов 11 закрылка 8 с упорами 10 кронштейнов 9 крыла 1 (фиг.3).

При этом за счет кинематической связи (через складывающиеся тяги, состоящие из верхнего звена 13 и нижнего 14) закрылка 8 и узла 15 мотогандолы турбовинтового двигателя 3 последний развернут относительно узла вращения 5 до необходимого положения, удерживаясь дополнительно (кроме складывающейся тяги со звеньями верхним 13 и нижним 14) демпфером нагрузок 7, который способен воспринимать как нагрузки растяжения - сжатия, так и менять положение: складываться - раздвигаться без демпфирования в зависимости от положения замков управления демпфером (на чертеже не показаны) (фиг.3). В фиксированном взлетно-посадочном положении двигателя 3 плоскость вращения его винта 4 расположена за задней кромкой выпущенного щелевого закрылка 8.

На крейсерском режиме полета складывающаяся тяга занимает место в хвостовой части пилона, между мотогандолой двигателя 3 и закрылком 8, причем нижнее звено 14 складывающейся тяги одновременно представляет собой элемент хвостового отсека пилона 2, фиг.4, 5, 6.

На режимах взлета и посадки закрылок 8 перемещен вокруг оси вращения кронштейна 9 крыла 1 с образованием аэродинамического канала между носовой частью закрылка 8 и нижней поверхностью хвостовой части крыла 1. При этом турбовинтовой двигатель 3 развернут вокруг узла вращения 5 на определенный угол между осью двигателя 3 (и винта 4) и горизонтальной плоскостью, с расположением плоскости винта 4 за задней кромкой закрылка 8. При вращении винта 4 перед его плоскостью давление воздуха понижено, что способствует ускорению потока (увеличению скорости потока), проходящего над верхней поверхностью крыла 1 и через аэродинамический канал между крылом 1 и закрылком 8 при взлете или посадке СКВП. Следствием чего является увеличение циркуляции скорости вокруг крыла 1 и, соответственно, увеличение подъемной силы крыла 1. Кроме того, увеличению подъемной силы СКВП будет способствовать вертикальная составляющая тяги винта 4 при повороте двигателя 3 (на взлетно-посадочных режимах).

В результате данное устройство обеспечит самолету короткого взлета и посадки на необходимых режимах существенный прирост подъемной силы.

Источники информации

1. Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. - Москва: Астрель, ACT, 2000, с.172-173.

2. Ружицкий Е.И. Американские самолеты вертикального взлета. - Москва: Астрель, ACT, 2000, с.21-28.