САМОЛЕТ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам схемы «летающее крыло», в том числе беспилотным, и может быть использовано в конструкциях самолетов для местных авиалиний с аэродромами 3-го или 4-го классов с искусственными или грунтовыми взлетно-посадочными полосами.

Известные самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана, не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по технологии «крыла, совмещенного с фюзеляжем», состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малую эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту РФ на полезную модель 107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.

К недостаткам этого летательного аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.

Известный самолет характеризуется повышенной подъемной силой, но в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, а именно большие потери на трение от фюзеляжа и не обдуваемой части крыла, малой эффективностью органов управления при маневрировании на малых скоростях.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции самолета, в т.ч. беспилотного, с коротким взлетом и посадкой, высокой маневренностью, с более высокими летными характеристиками.

Согласно изобретению самолет короткого взлета и посадки, содержащий фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризуется тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающее крыло», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла.

Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Реализация заявленной совокупности существенных признаков обеспечивает получение технического результата, который заключается в участии всей верхней поверхности крыла в создании подъемной силы. Выполнение корпуса в виде крыла, совмещенного с фюзеляжем, позволяет уменьшить лобовое сопротивление. Предлагаемое конструктивное выполнение самолета обеспечивает нахождение переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения в зоне обдува воздушным винтом в широком диапазоне углов атаки, благодаря чему обеспечивается создание дополнительной подъемной силы в широком диапазоне углов атаки без срыва потока с крыла, в т.ч. и на малых скоростях полета, что обеспечивает возможность выполнения короткого взлета и посадки. Кроме того, наличие в качестве органов управления переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и их размещение в носовой части крыла в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканию, а следовательно, повышение маневренности самолета в широком диапазоне углов атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - вид сбоку.

Самолет короткого взлета и посадки содержит крыло 1, выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло». Крыло 1 в носовой части оснащено опорой 2, на которой над верхней поверхностью крыла 1 установлена силовая установка, включающая двигатель 3 с воздушным винтом 4. На опоре 2 также установлены переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6, являющиеся органами управления. Двигатель 3 с воздушным винтом 4 установлен таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении воздушного винта 4, верхняя поверхность крыла 1 максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6. При этом в зоне обдува находятся также и органы управления, размещенные в хвостовой части летательного аппарата. Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого при обдуве. Самолет может быть оборудован взлетно-посадочными опорами для посадки на землю, а при необходимости на воду и взлета с воды.

Заявленное устройство работает следующим образом.

Взлет самолета осуществляется при его коротком разбеге, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом - винтовентилятором 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления - переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. При взлете переднее горизонтальное оперение 5 отклоняет вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу как от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла, так и дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения 5. При этом благодаря осуществлению обдува, обеспечивающего дополнительную подъемную силу, предотвращается срыв потока с крыла на любых углах атаки.

В режиме крейсерского полета обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Посадка с коротким пробегом осуществляется на малых оборотах двигателя путем отклонения вниз переднего горизонтального оперения 5. Выполнение посадки с коротким пробегом также требует увеличения угла атаки и дополнительной подъемной силы, создание которой обеспечивается за счет обдува верхней поверхности крыла 1 воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, установленного над верхней поверхностью носовой части крыла, позволяющего исключить при этом срыв потока с крыла.

Таким образом, выполнение самолета заявленным образом обеспечивает дополнительное использование воздушного потока в части создания дополнительной подъемной силы без срыва потока с крыла при высоких углах атаки (в широком диапазоне углов атаки), что, в свою очередь, обеспечивает возможность короткого взлета и посадки самолета. Размещение органов управления в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата.

Также следует отметить, что при эксплуатации заявленного самолета шум от винта силовой установки, как главный источник звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Кроме того, заявленное техническое решение позволяет установить более экономичные двигатели, а перенос двигателя наверх снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов, а также возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым уменьшить массу конструкции.

По оценке специалистов, см. http://aviation.gb7.ru/Wings.htm, «полное минимальное профильное сопротивление самолета типа "летающее крыло" будет 40…59% от сопротивления традиционного самолета. Мощность, создаваемая самолетом типа "летающее крыло", чтобы сохранить ту же самую крейсерскую скорость как у обычной машины, в пределах 70…80% процентов, и, наоборот, дальность летающего крыла, относительно крейсерской скорости обычного самолета, будет от 125 до 143%. Дальность самолета типа "летающее крыло" ЛК на собственной крейсерской скорости от 130 до 158% от традиционного, и одновременно сама эта скорость будет на 115…125% выше.

На высоких скоростях, соответствующих мощности турбовинтового или турбореактивного самолета, где индуктивное сопротивление составляет 20% и паразитное сопротивление 80% процентов суммарного, мощность, требуемая для управления самолетом типа "летающее крыло" на скорости традиционного самолета, будет 52…67%, и, наоборот, дальность будет 149…192% обычного самолета. Максимальная скорость самолета типа "летающее крыло" на сопоставимых мощностях будет от 114% до 124% от общепринятых схем самолетов».

Создание самолета короткого взлета и посадки заявленной конструкции на 70 мест для местных авиалиний, с двигателем Д-27, позволит загрузить более 800 аэродромов РФ с длиной взлетно-посадочной полосы до 600 м.