САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к самолетам вертикального взлета и посадки, в т.ч. беспилотным.

Известен летательный аппарат, который содержит свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу и один двигатель с воздушным винтом. Двигатель установлен в мотогондоле. Летательный аппарат выполнен по бесфюзеляжной аэродинамической схеме "летающее крыло". Предусмотрено, что летательный аппарат может быть снабжен размещенным в крыле вертикальным кольцевым каналом, центральная ось которого расположена в плоскости симметрии летательного аппарата, и установленным в канале подъемным двигателем с несущим винтом циклически изменяемого шага лопастей, см. патент RU №2288140.

К недостаткам данного решения следует отнести наличие двух систем, подъемной и маршевой, одна из которых в полете не используется.

Известен самолет с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП), который содержит фюзеляж треугольной формы с кабиной, двигательную установку, установленный на валу подъемный винт, расположенный в сквозном отверстии центральной части фюзеляжа, расположенные симметрично по обе стороны от подъемного винта и установленные на валах поворотные винты, каждый из которых размещен в кольцевом кожухе, установленном на горизонтальном валу и в соответствующем сквозном отверстии, приводы для синхронного поворота указанных кожухов из горизонтального в вертикальное положение, поворотные стабилизаторы для маневрирования в горизонтальном направлении при их синхронном повороте вокруг соответствующей вертикальной оси, при этом указанные стабилизаторы расположены за поворотными винтами, причем двигательная установка имеет турбины, одна из которых установлена в центральном отверстии и на ее валу установлен подъемный винт, а другие турбины размещены в кольцевых кожухах в боковых отверстиях на осях опор, обеспечивающих их поворот из горизонтальной плоскости в вертикальную, и на их валах установлены поворотные винты, см. патент RU №2130863. Изобретение позволяет повысить величину подъемной силы, скоростные возможности и эффективность управления

К недостаткам данного технического решения, принятого в качестве прототипа, следует отнести наличие подъемного и подъемно-маршевых двигателей, один из которых, а именно подъемный, в полете является балластом.

Задачей изобретения является упрощение конструкции самолета за счет упрощения конструкции двигательной установки.

Согласно изобретению самолет вертикального взлета и посадки, включающий фюзеляж, подъемно-маршевый двигатель и механизм изменения его вектора тяги, характеризуется тем, что фюзеляж выполнен в виде дискообразного летающего крыла, а подъемно-маршевый двигатель установлен под углом 30-60° к продольной оси самолета и выполнен с возможностью отсоса потока воздуха с верхней поверхности крыла и выброса потока воздуха от подъемно-маршевого двигателя в нижнюю часть крыла, при этом механизм изменения вектора тяги выполнен в виде совокупности поворотных направляющих лопаток, установленных в нижней части крыла в потоке воздуха от подъемно-маршевого двигателя с возможностью изменения вектора тяги от 0° до 105° к продольной оси самолета.

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

- летающее крыло может быть выполнено с продольным S-образным самобалансирующимся профилем;

- летающее крыло может быть выполнено с продольным суперкритическим профилем;

- летающее крыло может быть оснащено двумя дополнительными движителями для балансировки самолета во время взлета и посадки.

Технический результат, достигаемый при реализации всех существенных признаков заявленного технического решения, заключается в том, что взлет и посадка самолета осуществляется с помощью одного подъемно-маршевого двигателя за счет того, что заявленный двигатель осуществляет отсос потока воздуха с верхней поверхности крыла и выбрасывает его в нижнюю часть крыла, создавая подъемную силу, а механизм изменения вектора тяги двигателя обеспечивает изменение направления потока воздуха от двигателя, обеспечивая движение самолета в нужном направлении.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - вид сверху, на фиг. 3 - разрез A-A по самолету с суперкритическим профилем в момент взлета, на фиг. 4 - разрез Б-Б, на фиг. 5 - продольный разрез по самолету с суперкритическим профилем в момент крейсерского полета, на фиг. 6 - продольный разрез по самолету с S-образным самобалансирующимся профилем в момент крейсерского полета.

Самолет вертикального взлета и посадки включает фюзеляж, который выполнен в виде дискообразного летающего крыла 1, подъемно-маршевый двигатель 2, установленный под углом 30-60° к продольной оси самолета, и механизм изменения его вектора тяги, который выполнен в виде совокупности поворотных направляющих лопаток 3, установленных в нижней части крыла 1 в потоке воздуха от подъемно-маршевого двигателя 2 с возможностью изменения вектора тяги от 0° до 105° к продольной оси самолета. Летающее крыло 1 может быть выполнено с продольным S-образным самобалансирующимся профилем либо с продольным суперкритическим профилем. Летающее крыло 1 может быть оснащено двумя дополнительными движителями 4 для балансировки самолета во время взлета и посадки. Аэродинамические органы управления самолетом, симметрично расположенные на задней кромке крыла 1, включают расщепляемые рули направления 5, элевоны 6 и обтекатель 7.

Заявленное устройство работает следующим образом.

Вертикальный взлет самолета осуществляют путем создания над летающим крылом 1 разреженного пространства и реактивной струи, создаваемых подъемно-маршевым двигателем 2, под углом 30-60° к продольной оси самолета. Изменение вектора тяги подъемно-маршевого двигателя 2 осуществляют с помощью поворотных направляющих лопаток 3, которые устанавливают к продольной оси самолета под углом 0°-105°. Управление самолетом во время взлета и посадки осуществляют двумя малоразмерными балансировочными движителями 4.

Крейсерский полет осуществляют также путем создания над летающим крылом 1 разреженного пространства и реактивной струи, создаваемых подъемно-маршевым двигателем 2, под углом 30°-60° к продольной оси самолета. Изменение вектора тяги подъемно-маршевого двигателя 2 осуществляют с помощью поворотных направляющих лопаток 3, которые устанавливают к продольной оси самолета под соответствующим углом. Управление самолетом во всех режимах полета осуществляют двумя элевонами 6 и двумя расщепляемыми рулями направления 5, размещенными по задней кромке летающего крыла 1.

Посадку самолета осуществляют путем создания над летающим крылом 1 разреженного пространства и реактивной струи, создаваемых подъемно-маршевым двигателем 2, под углом 30°-60° к продольной оси самолета Изменение вектора тяги подъемно-маршевого двигателя 2 осуществляют с помощью поворотных направляющих лопаток 3, которые устанавливают к продольной оси самолета под углом от 0° до 105°. Управление самолетом осуществляют двумя элевонами 6, двумя расщепляемыми рулями направления 5, размещенными по задней кромке летающего крыла 1, и двумя малоразмерными балансировочными движителями 4.

Заявленное техническое решение осуществимо с использованием электрических импеллеров на малоразмерных беспилотниках или двухконтурных турбовентиляторных двигателей, например ПД-10 - с тягой 10…11 тс, или ПД-14 - базового ТРДД с тягой 14 тс, при создании крупных беспилотных и пилотируемых дискообразных самолетов вертикального взлета и посадки с самобалансирующимся S-образным профилем для пассажирских воздушных судов и высококачественной аэрофотовидеосъемки, либо с суперкритическим профилем для высокоманевренных самолетов вертикального взлета и посадки специального назначения.