Результат интеллектуальной деятельности: Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением

Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам короткого взлета и посадки и свободным полетом. Для вертикального взлета и посадки летательного аппарата требуется вертикальная тяга на 10-20% превосходящую взлетную массу аппарата. (Энциклопедия «Авиация», ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, изд. «Большая российская энциклопедия», Москва, 1994 г., с. 501). При вертикальном взлете силовая установка летательного аппарата обеспечивает вертикальную тягу и, лишь после набора необходимой высоты, обеспечивает горизонтальную составляющую тяги.

На известных типах летательных аппаратов вертикального взлета и посадки с целью повышения грузоподъемности и экономичности практикуется способ старта с коротким разбегом и посадки с коротким пробегом (Энциклопедия «Авиация», ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, изд. «Большая российская энциклопедия», Москва, 1994 г., с. 502).

Для заявленного летательного аппарата наклонные способы старта и посадки рассматриваются в качестве приоритетных и направлены на дополнительное повышение эффективности системы путем реализации экранных эффектов. Причем, в отличие от взлета с коротким участком разгона по поверхности аэродрома летательного аппарата вертикального взлета и посадки, заявленный летательный аппарат после отрыва от взлетно-посадочной площадки способен продолжать разгон над неподготовленной подстилающей поверхностью.

Известен способ создания управляющих сил и моментов, заключающийся в выпускании сжатого воздуха из сопел (струйных рулей), расположенных на достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета (К. Хафер, Г. Закс «Техника вертикального взлета и посадки», М., «Мир», 1985). Струйные рули должны обеспечивать максимум плеча силы относительно соответствующей оси самолета, поэтому их устанавливают на концах крыла, а также в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Изменяя расход воздуха в различных соплах, можно получить требуемый управляющий момент в соответствующем канале управления. Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки со струйными рулями (VAC 191 В). Сжатый воздух для работы струйных рулей отбирается от двигателей летательного аппарата. Недостатком такого способа и устройства, его реализующего, является большая длина трубопроводов, связывающих струйные рули с двигателем, и, большие потери давления при подаче сжатого воздуха.

Известен способ создания управляющих сил и моментов, заключающийся в дифференциальном управлении тягой подъемных или подъемно-маршевых двигателей. Этот способ применим при достаточно большом расстоянии от центра тяжести самолета до двигателей. Поперечное управление (по каналу крена) достигается путем изменения тяги каждого из двигателей, при этом суммарная тяга двигателей остается постоянной (К. Хафер, Г. Закс «Техника вертикального взлета и посадки», М., «Мир», 1985). Известны летательные аппараты вертикального взлета и посадки с дифференциальным изменением тяги двигателей (VJ 101 С, Do 31, Do 231). На самолете VJ 101 С двигатели установлены на концах крыла с возможностью их поворота в вертикальной плоскости. При дифференциальном отклонении поворотных двигателей создается необходимый путевой управляющий момент (по каналу рыскания). Одновременное отклонение двигателей на один и тот же угол, с одинаковым изменением их тяги позволяет управлять летательным аппаратом по каналу тангажа. В самолетах Do 31 и Do 231 подъемные двигатели неподвижно установлены в гондолах на крыле. Поперечное управление (по каналу крена) осуществляется дифференциальным изменением тяги двигателей. Путевое управление (по каналу рыскания) осуществляется дифференциальным отклонением выхлопных сопел подъемных двигателей. Одновременное одинаковое изменение тяги двигателей обеспечивает управление летательным аппаратом по каналу тангажа. При реализации такого способа отпадает необходимость в дополнительных управляющих устройствах и трубопроводах. Недостатком такого способа и устройств, предназначенных для его реализации, является наличие сложной технической системы поворота подъемно-маршевых двигателей или выхлопных сопел подъемных двигателей.

Кроме того, рассмотренные способы создания управляющих сил и моментов применялись лишь на стадии взлета и посадки летательных аппаратов. В горизонтальном полете использовались традиционные способы и средства их реализации - различные отклоняемые аэродинамические поверхности (элероны, рули направления и высоты, закрылки). Применение отклоняемых поверхностей повышает заметность таких летательных аппаратов.

Известен беспилотный турбореактивный самолет DEMON, для управления которым используется струйный способ создания управляющих сил и моментов. Для реализации способа в конструкции летательного аппарата предусмотрены щелевые сопла, расположенные на задней кромке крыла, через которые, с помощью блока управляющих клапанов, поступает воздух, отбираемый от турбореактивного двигателя, размещенного в фюзеляже. Продукты сгорания двигателя выходят в атмосферу через сопло с управляемым вектором тяги, отклонение которого также осуществляется воздухом, отбираемым от двигателя. Струи воздуха, вдуваемые на внутреннюю поверхность сопла и на плоскости крыла, изменяют характер обтекания этих поверхностей, за счет чего достигается отклонение реактивной струи двигателя и генерация соответствующих управляющих моментов. Недостатком летательного аппарата является невозможность короткого взлета и посадки.

Из патентной информации известны аналогичные примеры решения подобной задачи: «Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft»-US 4392621 A, «Vertical take-off and landing aircraft»-US 4848701 А, «Самолет вертикального взлета и посадки»-РФ 2524318 В64С 29/00.

Известен летательный аппарат короткого взлета и посадки, в котором предусмотрено управление вектора тяги по направлению («Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-type aircraft»-US 4392621 А от 07.04.1981, B64C 9/38), содержащий крыло и воздушно-реактивный двигатель, установленный выше и впереди крыла таким образом, чтобы истекающая струя выхлопных газов, омывая верхнюю поверхность крыла, прилипала к ней под действием эффекта Коанда, и стекая с крыла, увеличивала вертикальную составляющую силы тяги, уменьшая в то же время ее горизонтальную составляющую. Для изменения распределения составляющих силы тяги, при переходе от режима взлета к режиму горизонтального полета, предусмотрена система воздухопроводов в крыле, связанная с источником высокого давления, через которую истекают струи воздуха, отклоняющие струю выхлопных газов от верхней поверхности крыла.

К недостаткам такого самолета можно отнести:

- возможность управления только по каналу тангажа;

- чувствительность системы управления к внешним условиям, а именно, к температуре окружающей среды.

Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки («Vertical take-off and landing aircraft»-US 4848701 А от 22.06.1989, B64C 9/14B), содержащий двухконтурный воздушно-реактивный двигатель, установленный внутри фюзеляжа, фиксированное крыло и стабилизаторы, оснащенные профилированными поворотными панелями, расположенными на верхних поверхностях крыла и стабилизаторов. Внутри крыла и стабилизаторов расположены камеры воздушного управления, связанные с двухконтурным двигателем. Воздух и выхлопные газы, истекая из камер с большой скоростью через плоские щели, образованные поворотными панелями, на верхнюю поверхность крыла и стабилизаторов, препятствуют отрыву пограничного слоя, что приводит к увеличению подъемной силы крыла и позволяет самолету выполнять вертикальный взлет и посадку. При перемещении поворотных панелей, плоские щели закрываются, подъемная сила уменьшается и самолет переходит в горизонтальный полет. К недостаткам такого самолета можно отнести:

- использование в качестве органов управления на всех стадиях полета элеронов и рулей управления, установленных на крыле и вертикальном оперении летательного аппарата;

- управляемое истечение через щелевые сопла большого расхода воздуха (от 60% до 90% расхода через двигатель) способствует управлению только по каналу тангажа.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (патент РФ 2524318 от 25.06.2013, В64С 29/00), содержащий фюзеляж, крыло, стабилизатор, компрессор с воздухозаборником и дизельный двигатель, вал которого, расположенный соосно продольной оси самолета, связан через вал мультипликатора с валом компрессора, у которого полость ресивера воздухопроводом, проходящим через фюзеляж и оснащенным дроссельными заслонками с электромеханическим приводом, сообщается с воздухопроводом передней и задней кромок крыла и передней кромки стабилизатора, оснащенными соплами щелевого типа, при этом сопла воздухопроводов передних кромок крыла и стабилизатора направлены по касательной к верхним обшивкам, сопло воздухопровода задней кромки крыла направлено по хорде, а дроссельные заслонки с электромеханическим приводом связаны с системой стабилизации самолета в вертикальной плоскости на основе цифрового процессора. Выходной конец вала может быть оснащен воздушным винтом. Достигается возможность вертикального взлета и посадки, снижение шума.

К недостаткам такого самолета можно отнести:

- наличие, помимо крыла, фюзеляжа и стабилизатора, а также воздушного винта, повышает заметность самолета и увеличивает его аэродинамическое сопротивление;

- связь вала дизельного двигателя с валом компрессора через мультипликатор усложняет конструкцию;

- использование в качестве органов управления на стадии горизонтального полета элеронов и рулей управления, установленных на крыле и вертикальном оперении летательного аппарата.

Все перечисленные аналоги используют в качестве силовых установок либо воздушно-реактивные двигатели, либо дизельный двигатель, обладающие высокой заметностью в инфракрасном и акустическом диапазонах. Для управления полетом предусмотрены как традиционные органы управления, чья эффективность на стадии взлета и посадки недостаточна, так и средства энергетической механизации крыла, но не для всех каналов управления.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению относится летательный аппарат, реализующий способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлета и посадки (патент РФ 2531432 от 04.12.2012, В64С 29/00), выбранный в качестве прототипа.

Такой летательный аппарат, содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, в котором размещен нестационарный сверхзвуковой эжектор, образованный системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля; воздушные потоки из впускных устройств соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой крыла.

Частично устраняя отрицательные качества рассмотренных аналогов, такой летательный аппарат имеет свои недостатки, а именно:

- наличие воздухозаборных щелей постоянной площади ограничивает возможность использования внутренних объемов летательного аппарата;

- для поддержания саморегулирующегося рабочего цикла требуется тщательная резонансная настройка системы каналов, образующих нестационарный эжектор;

- высокая заметность летательного аппарата в инфракрасном и акустическом диапазонах, вследствие истечения через щелевое сопло нестационарной струи продуктов сгорания;

- отсутствие органов управления как на стадии взлета и посадки, так и при выполнении горизонтального полета.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание летательного аппарата короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением, обладающего высокой экономичностью и малой заметностью.

Поставленная цель достигается за счет того, что в летательном аппарате короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением, с двигательными установками, размещенными внутри крыла аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади, являющиеся впускными устройствами, и щелевые сопла, размещенные на верхней поверхности крыла между впускными устройствами и задней кромкой профиля; причем впускные устройства постоянной площади могут быть расположены в произвольной области верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой, для создания управляющих сил и моментов, двигательные установки, количество которых должно быть четным, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги. В качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС.

Совокупность упомянутых признаков решает задачу короткого взлета и посадки, позволяет упростить конструкцию летательного аппарата, повысить его экономичность, повысить эффективность управления летательным аппаратом.

Изобретение иллюстрируется чертежами (фиг. 1), на котором изображен продольный разрез летательного аппарата по каналу одной из двигательных установок (ДУ) и (фиг. 2), на котором изображен вид сверху на летательный аппарат, а также схемой формирования управляющих сил и моментов (фиг. 3). На чертежах представлен вариант с двумя двигательными установками в виде импеллеров с высокооборотными электродвигателями.

Летательный аппарат по п. 1 содержит крыло аэродинамического сечения 1 с верхней выпуклой поверхностью 2, внутри которого имеются каналы 3, связывающие впускные устройства постоянной площади 4, размещенные на верхней поверхности аэродинамического профиля, с щелевыми соплами 5, а внутри каждого из каналов 3 размещена импеллерная двигательная установка с высокооборотным электродвигателем 6.

Летательный аппарат работает следующим образом. В условиях полета при отсутствии набегающего потока, т.е. в стартовых условиях, доминирующее влияние на распределение воздушной нагрузки по поверхности планера оказывает реактивная струя, непосредственно в области касания с поверхностью и в ее окрестности. Причем, надлежащим профилированием поверхности крыла в этой области возможно фокусирование области наибольшего разрежения непосредственно позади выходного замкнутого сечения щелевого сопла 5 (Г.М. Цейтлин, М.И. Сольц, Е.В. Гладких «Аэродинамика и динамика полета реактивного самолета», Москва, Военное издательство МО СССР, 1964, с. 117). Изменение частоты вращения двигателя сопровождается изменением скорости истекающей струи и величины разрежения («Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов», под ред. Проф. Н.М. Лысенко, Москва, Военное издательство, 1984, с. 50). Продольное и поперечное распределение этих областей относительно центра масс обусловливают, таким образом, возможность непосредственного управления подъемной силой, а так же моментами рыскания и крена.

Воздух из окружающей среды поступает, вследствие вынужденной конвекции, через впускные устройства 4 по каналам 3 к импеллерным двигательным установкам с высокооборотными электродвигателями 6, разгоняется импеллерами до скорости 60-80 м/с и истекает через щелевые сопла 5 на верхнюю выпуклую поверхность 2 крыла 1, прилипая к ней под действием эффекта Коанда. Стекающая с крыла струя создает эффект повышения циркуляции вокруг профиля вследствие вовлечения окружающего воздуха в движение. Вертикальная составляющая силы тяги, создаваемая правым и левым импеллерами (Y_п и Y_л) превышает горизонтальную составляющую (Р_п и Р_л), и летательный аппарат перемещается в пространстве с положительным значением угла наклона траектории. После того, как летательный аппарат наберет требуемую высоту, частота оборотов импеллеров синхронно уменьшается до момента уравновешивания подъемной силы и веса летательного аппарата, после чего он переходит от стадии взлета к стадии горизонтального полета.

Равномерное уменьшение оборотов импеллеров приводит к уменьшению величины разрежения на внешней поверхности крыла и, следовательно, к уменьшению сил Y_п и Y_л, подъемная сила становиться меньше веса летательного аппарата и он перемещается с отрицательным значением угла наклона траектории.

Совершение криволинейного движения осуществляется под действием центростремительной силы, которую получают путем крена ЛА и отклонения векторов Y_п и Y_л и связанной с летательным аппаратом системе координат в сторону виража. В общем случае процесс управления отличается от такового для ЛА других известных типов тем, что момент крена инициируют дифференциальным изменением тяги двигателей, разнесенных в поперечном направлении, продуцирующих разность давлений на противоположных консолях, который синхронизирован с возникновением благоприятного момента рыскания и скольжения, интенсифицирующего вход в вираж. Моментная схема, соответствующая входу в левый вираж показана на схеме (фиг. 3). По завершении крена разность тяг снижают до уровня, необходимого для балансировки ЛА в текущем пространственном угловом положении. ЛА в подобном состоянии способен совершить разворот на любой угол. По завершении виража путем обратного дифференцирования тяги соответствующих двигателей создают момент крена, восстанавливающий вертикальную направленность сил Y_п и Y_л. Причем, возникающий благоприятный момент рыскания интенсифицирует завершение маневра.

На схеме (фиг. 3) показаны изменения управляющих сил и моментов, в случае увеличения частоты оборотов правого импеллера (по направлению полета) и уменьшения частоты оборотов левого импеллера. В этом случае горизонтальная составляющая силы тяги правого импеллера P_п увеличивается, а горизонтальная составляющая силы тяги левого импеллера Р_л уменьшается. Увеличивается подъемная сила на правой части крыла Y_n и уменьшается подъемная сила на левой части Y_л. Эти изменения сил приводят к образованию управляющих моментов по каналу рыскания M_z и каналу крена М_х.

Отсутствие рулевых поверхностей упрощает конструкцию летательного аппарата. Взаимодействие верхней выпуклой поверхности крыла с холодными струями воздуха, истекающими через щелевые сопла (в случае применения в качестве двигательных установок импеллеров), позволяет выполнить их из легких материалов, что благоприятно скажется на экономичности летательного аппарата. Независимое изменение частоты оборотов импеллеров с высокооборотными электродвигателями повышает эффективность управления, так как постоянная времени бесколлекторных высокооборотных электродвигателей существенно ниже (не более 0,025 с) постоянных времени воздушно-реактивных двигателей и дизельных двигателей (0,2…0,5 с).