Летательный аппарат с гибридной силовой установкой

Предлагаемое изобретение относится к области самолетостроения, в частности к разработке грузовых, пассажирских и многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки, обеспечивающих грузопассажирские перевозки, спасательные операции и т.п. в районах со слаборазвитой аэродромной сетью и требующих плечо перевозок более 600…1000 км.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, в частности к применяемым на летательных аппаратах (ЛА) крыльях с воздушными винтами, убирающимися из обтекающего летательный аппарат потока воздуха. Воздушные винты могут убираться из потока для уменьшения аэродинамического сопротивления ЛА в полете в случае, когда для полета не требуется создание тяги.

Известны несколько компоновок летательных аппаратов с крылом и воздушными винтами, убирающимися из потока.

Известны работы NASA и авиакомпании МВЛ Cape Air (Graham Warwick "Is Just First Step" Aviation Week & Space Technology, Jun 26, 2015) по формированию облика легкого самолета, использующего для увеличения подъемной силы на взлете и посадке эффект обдувки крыла с помощью дополнительных воздушных винтов перед передней кромкой крыла. Для уменьшения потерь тяги и минимизации сопротивления, не требуемых в крейсерском полете, дополнительные воздушные винты должны убираться из потока.

Известны самолет Ан-28, разработанный ОКБ им. Антонова (см. www.aviawiki.com\antonov\an-28) и его аналоги (DO-228NG, DHC-6-400, L-410UVP-E20, С-212-400 и др). В штатном варианте самолеты имеют длину разбега 300÷400 м. Поскольку расчетным случаем является отказ двигателя, потребная для них длина ВПП составляет значение 550÷900 м. Крейсерский полет самолеты осуществляют на высоте до 3 км со скоростью 300÷400 км/час и имеют максимальную дальность полета (перегоночную) 1300÷1800 км. Самолеты выполнены по нормальной аэродинамической схеме с механизированным по задней кромке крылом большого удлинения. Силовая установка с турбовинтовыми двигателями (ТВД) и винтами относительно большого диаметра размещена на обдуваемом струей от винтов крыле. Самолеты содержат фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, грузопассажирская кабина. Горизонтальное и вертикальное оперение установлено на хвостовой части фюзеляжа.

Известны также и гибридные самолеты короткого взлета и посадки, содержащие на крыльях двигатели гибридной силовой установки (патент РФ №2577931 МПК В64С 29/00; 27/28 от 20.03.2016)

Недостатками указанных самолетов являются большой относительный вес планера и, как следствие, относительно малые крейсерская скорость (до 400 км/час) и дальность полета (до 1500 км). Кроме того, величина дистанции взлета и посадки составляет более 550 м.

Известен проект самолета Onera Amhere (Франция, www.onera.fr\Fiche_AMPERE_VA) с распределенной электрической силовой установкой, в которой используется 32 электрических туннельных вентиляторов, установленных над передней кромкой крыла. Самолет рассчитан на дальность полета 400…500 км со скоростью 200…250 км/час.

Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.

Известен проект самолета вертикального взлета и посадки Lilium, разработанный в Германии (см. felix.schoefer@lilium.com). Предполагается, что самолет будет оснащен электрической силовой установкой, осуществлять вертикальные взлет и посадку на площадку с твердым покрытием без дополнительной специальной подготовки и обеспечит полет на высоте до 3 км со скоростью до 300 км/час на дальность до 500 км. Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» и содержит крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках. Для балансировки самолета на режиме взлета и посадки применяются убираемые в полете в носовую часть фюзеляжа электровентиляторные подъемные двигатели. Самолет имеет практически прямое крыло умеренного удлинения.

Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является самолет короткого взлета и посадки (Патент РФ №2728017. МПК В64С 23/00, 05.06.2020 г.), взятый за прототип. Самолет короткого взлета и посадки, содержит крыло, фюзеляж, энергетическую установку и линейки вентиляторных движителей на отклоняемых закрылках, для сочленения крыла с фюзеляжем и размещения энергетической установки дополнительно содержит соединительный обтекатель, выполненный в виде профилированного корневого крыла малого удлинения с углами наклона 10…60° его сопрягаемых с фюзеляжем нижней и верхней поверхностей относительно горизонтальной плоскости, с относительной толщиной профиля 10…20%,

Недостатком указанного самолета являются малые крейсерская скорость и дальность полета.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является разработка летательного аппарата с гибридной силовой установкой, обеспечивающего высокие аэродинамические характеристики (коэффициент подъемной силы Су) при взаимодействии с маршевой силовой установкой на взлетно-посадочных режимах, позволяющего уменьшить дистанцию взлета и посадки.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в летательном аппарате с гибридной силовой установкой, содержащим фюзеляж, крыло, энергетическую установку, распределенную силовую электрическую установку, расположенную на отклоняемом закрылке, распределенная силовая установка выполнена в виде импеллеров, каждый из которых помещен в отдельный воздухозаборник, прикрепленный в нижней части отклоняемого закрылка, выполненного с возможностью поворота относительно оси вращения, расположенной вниз по потоку от задней кромки крыла на расстоянии 20-30% хорды крыла, при этом энергетическая установка содержит не менее двух маршевых двигателей.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых показаны принципиальные схемы уборки воздушного винта из обтекающего летательный аппарат потока воздуха и размещения составляющих элементов конструкции одного отдельно взятого воздушного винта на крыле в составе распределенной силовой электрической установки летательного аппарата. Распределенная силовая установка может состоять из различного числа движителей - импеллеров, расположенных вдоль размаха крыла.

На фиг. 1 показан общий вид летательного аппарата в крейсерском режиме полета.

На фиг. 2 - показан общий вид летательного аппарата в посадочном режиме полета.

На фиг. 3 - схема расположения отклоняемого закрылка с прикрепленным импеллером в воздухозаборнике в крейсерском режиме полета ЛА.

На фиг. 4 - схема расположения отклоняемого закрылка с прикрепленным импеллером в воздухозаборнике на взлетно-посадочном режиме полета ЛА.

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме (см. фиг. 1, 2), и содержит фюзеляж 1; крыло 2; энергетическую установку, распределенную электрическую силовую установку, включающую воздухозаборники 3, и импеллеры 4.

Крыло самолета состоит из основного элемента 5, отклоняемого закрылка 6. интерцептора 7 (фиг. 3). Крыло выполнено прямолинейным по передней кромке.

Распределенная силовая электрическая установка выполнена в виде импеллеров 4, каждый из которых помещен в отдельный воздухозаборник 3, прикрепленный в нижней части отклоняемого закрылка 6, выполненного с возможностью поворота относительно оси вращения, расположенной вниз по потоку от задней кромки крыла на расстоянии 20-30% хорды крыла. На фиг. 3, 4 ось вращения обозначена крестом, проходит перпендикулярно плоскости листа и соосна оси Z в принятой в аэродинамике трехмерной системе координат, связанной с ЛА.

Таким образом гибридная силовая установка предложенного самолета, состоит из энергетической установки и распределенной силовой установки с импеллерами, при этом энергетическая установка содержит не менее двух маршевых двигателей.

На крейсерских режимах полета распределенная силовая установка, состоящая из воздухозаборников 3 и импеллеров 4 расположена снизу крыла (под крылом), где интерференция наиболее благоприятна. На режимах взлета закрылок 6 с прикрепленным импеллером в воздухозаборнике отклоняют путем поворота вокруг указанной оси вращения на угол δ=10÷15° так, что верхняя поверхность обечайки мотогондолы распределенной силовой установки касается задней кромки интерцептора 7 (на фиг. не показано). На режиме посадки закрылок с прикрепленным импеллером в воздухозаборнике отклоняют путем поворота вокруг указанной оси вращения на угол δ=30÷40° так, что импеллеры 4 устанавливаются за основным элементом 5 крыла (фиг. 4) над верхней поверхностью интерцептора 7 и дают дополнительную подъемную силу за счет реактивной и суперциркуляционной составляющих.

Таким образом, задача и технический результат изобретения достигаются за счет предложенной конструкции и положения распределенной электрической силовой установки, на крейсерских режимах полета установленной на нижней поверхности крыла, где интерференция наиболее благоприятна, а на режимах взлета и посадки за счет поворота закрылка устанавленной над верхней поверхностью основного элемента крыла, при этом импеллеры в воздухозаборниках установлены за основным элементом крыла давая дополнительную подъемную силу за счет реактивной и суперциркуляционной составляющей.

Использование энергетической установки и рациональное расположение электрической силовой установки с импеллерами в воздухозаборниках, их взаимодействии обеспечивает достижение высоких несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах, снижение лобового сопротивления на крейсерских режимах полета и высокого уровня весового и аэродинамического совершенства самолета.

Расчетно-проектные исследования показывают, что по сравнению с прототипом самолет, выполненный в соответствии с предложенным техническим решением, обеспечивает длину разбега и пробега на 10% меньше, может обеспечить крейсерскую скорость полета до 760 км/час и практическую дальность до 3000 км.