RU2460672C2 - Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation - Google Patents
Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2460672C2 RU2460672C2 RU2010125265/11A RU2010125265A RU2460672C2 RU 2460672 C2 RU2460672 C2 RU 2460672C2 RU 2010125265/11 A RU2010125265/11 A RU 2010125265/11A RU 2010125265 A RU2010125265 A RU 2010125265A RU 2460672 C2 RU2460672 C2 RU 2460672C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- fuselage
- bearing
- wing
- planes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов, преимущественно к эксплуатации и производству продукции машиностроительных отраслей - авиастроения, двигателестроения, автостроения и судостроения, преимущественно к эксплуатации и конструкции безаэродромных самолетов с турбовентиляторными двигателями на несущих плоскостях, имеющих возможность осуществления самолетного (горизонтального) и вертолетного (вертикального) режима полета.The inventions relate to a unified technology for the operation and production of aircraft, mainly to the operation and production of engineering products - aircraft, engine, shipbuilding, shipbuilding, mainly to the operation and design of aerodrome-free aircraft with turbofan engines on bearing planes that can carry out aircraft (horizontal) and helicopter (vertical) flight mode.
Немногочисленные компоновки известных СВВП (самолетов вертикального взлета-посадки) снабжены подъемными двигателями для вертикального перемещения на взлете-посадке и подъемно-маршевыми для горизонтального.A few layouts of famous VTOL aircraft (vertical take-off and landing aircraft) are equipped with hoisting engines for vertical movement on take-off and landing and lifting-marching for horizontal.
Два подъемных двигателя РД-41 у ЯК-141 расположены вертикально за кабиной пилота, подъемно-маршевый двигатель Р-79-300 имеет систему отбора воздуха от двигателя с магистралями подвоза его к струйным рулям и поворотное сопло с форсажным режимом работы.Two RD-41 lifting engines near the Yak-141 are located vertically behind the cockpit; the R-79-300 lifting and marching engine has a system for taking air from the engine with its supply lines to the jet wheels and a rotary nozzle with afterburner operation.
Двигатель РД-36-35 СВВП ЯК-38 снабжен топливным насосом, расположенным в коке с вращением от вала ротора.The RD-36-35 SVVP YAK-38 engine is equipped with a fuel pump located in the coke with rotation from the rotor shaft.
Более совершенным считается подъемно-маршевый двигатель фирмы Роллс-Ройс серии Пегасус. Последняя модификация его 11-61 (F402-RR-408) с цифровой системой управления и двумя парами поворотных сопел. Поток газов из передней пары сопел обтекает крыло с закрылками в вертикальном полете для создания дополнительной тяги (http://otol.boom.ru/engR-79/index.html).The Pegasus Series Rolls-Royce engine is considered more perfect. The latest modification is its 11-61 (F402-RR-408) with a digital control system and two pairs of rotary nozzles. The flow of gases from the front pair of nozzles flows around the wing with flaps in vertical flight to create additional thrust (http://otol.boom.ru/engR-79/index.html).
Основным недостатком этих СВВП является совершенно недостаточная полезная нагрузка, не выходящая за интервал 500-1500 кг. Кроме того, наличие передних и задних пар поворотных сопел и дополнительное усилие тяги от обтекания крыла усиливает и негативное воздействие реактивной струи даже на металлическую поверхность корабля и тем более на грунтовую поверхность аэродрома.The main disadvantage of these VTOL aircraft is the completely insufficient payload that does not go beyond the range of 500-1500 kg. In addition, the presence of front and rear pairs of rotary nozzles and the additional thrust force from the wing flow amplifies the negative impact of the jet stream even on the metal surface of the ship, and especially on the ground surface of the airfield.
Используемый на ТУ-154 турбовентиляторный двигатель НК-8-2У имеет двухступенчатый вентилятор в общей гондоле с газогенератором. На верхнем конце гондолы винтовентиляторных двигателей установлены многолопастные винты противоположного вращения от турбины газогенератора через дифференциальный редуктор. Степень двухконтурности двигателя сверхвысокая и эффективность увеличена кольцевым обтекателем с цилиндрической внутренней поверхностью его (http://kurs3.as-club./ru/aero/html/kurs_80_html).The NK-8-2U turbofan engine used on the TU-154 has a two-stage fan in a common nacelle with a gas generator. At the upper end of the propeller engine nacelle, multi-vane counter-rotation propellers are installed from the gas generator turbine through a differential gearbox. The bypass ratio of the engine is ultra-high and the efficiency is increased by an annular cowl with a cylindrical inner surface (http://kurs3.as-club./ru/aero/html/kurs_80_html).
Известен вентилятор турбовентиляторного двигателя НК-8-2У, описанный в «Дополнении к техническому описанию двигателя НК-8-2 82У.000.501ДД. Турбовентиляторный двигатель НК-8-2У», стр.33, рис.11. Вентилятор состоит из входного направляющего аппарата на входе в двигатель с коком на его ступице и направляющими аппаратами между колесами I и II ступени, образующими ротор вентилятора, являющийся частью ротора компрессора низкого давления. Недостатком этого вентилятора является низкая двухконтурность его.Known fan turbofan engine NK-8-2U, described in "Supplement to the technical description of the engine NK-8-2 82U.000.501DD. Turbofan engine NK-8-2U ”, p. 33, Fig. 11. The fan consists of an input guide vane at the engine inlet with a cooker on its hub and guide vanes between the wheels of the I and II stages, which form the fan rotor, which is part of the low pressure compressor rotor. The disadvantage of this fan is its low bypass.
Комплект несущих плоскостей известных в науке и выпускаемых промышленностью самолетов состоит из одного, по крайней мере, крыла и двух полуплоскостей или одной плоскости хвостового оперения.A set of bearing planes of aircraft known in science and manufactured by industry consists of at least one wing and two half-planes or one tail plane.
По а.с. СССР №467570, B64C 3/18 за 1984 год известно крыло летательного аппарата, выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров.By A.S. USSR No. 467570, B64C 3/18 for 1984, the wing of the aircraft is known, made of skin, mounted on a power set of spars, ribs and stringers.
Комплект несущих плоскостей летательного аппарата схемы «утка», описанный в пат. РФ №2000251, B64C 39/12 за 1992 год, состоит из двух полуплоскостей монокрыла, соединенных центропланом с фюзеляжем, двух полуплоскостей хвостового оперения и переднего горизонтального оперения бипланной схемы. Все известные несущие плоскости и комплекты их способны создавать подъемную силу только в скоростном взаимодействии аппарата с воздушной средой.A set of bearing planes of the aircraft circuit "duck" described in US Pat. RF №2000251, B64C 39/12 for 1992, consists of two mono-wing half-planes connected by a center wing with a fuselage, two tail feather half-planes and a front horizontal tail of a biplane. All known bearing planes and their sets are capable of creating lifting force only in high-speed interaction of the apparatus with the air.
Усилитель тяги по патенту 2344308, F02K 7/04 за 2006 г. имеет полый обтекатель полусферической формы. Внутренняя поверхность носовой части обтекателя с одним, по крайней мере, экраном для изменения направления эжектируемого потока на противоположное.The traction amplifier according to patent 2344308, F02K 7/04 for 2006 has a hollow hemispherical fairing. The inner surface of the nose of the fairing with one at least a screen for changing the direction of the ejected stream to the opposite.
Изменение направления потока на противоположное связано с возникновением энергетических потерь.A change in the direction of flow to the opposite is associated with the occurrence of energy losses.
По патенту 2375601, F02K 7/04 за 2006 г. известен способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания, включающий смешивание горючего с воздухом и сжигание смеси в резонаторе, сжатое топливо испаряют в теплообменниках. Смешивают пары топлива с воздухом в смесительной камере для детонационного сгорания, для чего подают туда их тепловым двигателем с электростартером и генератором.According to patent 2375601, F02K 7/04 for 2006, there is known a method of operating an air-jet engine with pulsating pulsed detonation combustion propulsion modules, including mixing fuel with air and burning the mixture in a resonator, compressed fuel is evaporated in heat exchangers. They mix fuel vapors with air in a mixing chamber for detonation combustion, for which they are fed there by a heat engine with an electric starter and generator.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому самолету является самолет, описанный в патенте 2349505. Он состоит из фюзеляжа с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовых установок с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущих поверхностей, воздушно-стартовой установки и систем управления, топливной, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления.The closest in technical essence to the claimed aircraft is the aircraft described in patent 2349505. It consists of a fuselage with a cabin and a passenger compartment or cargo compartment, power plants with reverse thrust on bearing planes, bearing surfaces, air-starting installation and control systems, fuel , air conditioning and chassis with wheels of trolleys on low-pressure pneumatics.
Наиболее близким по технической сути к заявляемой силовой установке является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) НК-93, состоящий из закапотированного винтовентилятора и газогенератора. Ступень вентилятора, вращающаяся по часовой стрелке от планетарного редуктора с семью сателлитами, потребляет 40% мощности и имеет 8 лопастей, а вращающаяся против часовой стрелки с 10 лопастями потребляет 60 процентов. Лопатки саблевидные с углом стреловидности 30° изготовлены из магния или из эпоксидного графитопластика.Closest to the technical nature of the claimed power plant is a turbofan engine (TVVD) NK-93, consisting of a cap-locked fan and gas generator. The fan stage, rotating clockwise from a planetary gearbox with seven satellites, consumes 40% of power and has 8 blades, while rotating counterclockwise with 10 blades consumes 60 percent. Saber-shaped blades with a sweep angle of 30 ° are made of magnesium or of epoxy graphitoplastics.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому блоку фрагментных крыльев является коробка крыльев самолета «Илья Муромец» (http://aeroplan.boom.ru/shavrov/sh_cont.htm). Она состоит из верхнего и нижнего разъемных по размаху крыльев разного удлинения, соединенных между собой вертикальными связями. Семь секций верхнего и четыре нижнего выполнены из обшивки на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней, соединенных с нервюрами, имеющими форму поперечного сечения крыла для взаимодействия с воздушной средой и состыкованными друг с другом. С фюзеляжем при этом жестко соединены центральные секции каждого крыла.The closest in technical essence to the claimed block of fragmented wings is the box of wings of the aircraft "Ilya Muromets" (http://aeroplan.boom.ru/shavrov/sh_cont.htm). It consists of the upper and lower wingspan of different elongation, spanfully connected by vertical ties. Seven sections of the upper and four lower sections are made of sheathing on a power set made of a spar at the leading edge, a stringer at the rear, connected to ribs having the shape of a wing cross section for interaction with the air medium and joined to each other. In this case, the central sections of each wing are rigidly connected to the fuselage.
Наиболее близким по технической сути к заявляемому фрагменту крыла является крыло летательного аппарата по а.с. СССР № 467570, B64C 3/18 за 1984 г., выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров. The closest in technical essence to the claimed fragment of the wing is the wing of the aircraft according to AS USSR No. 467570, B64C 3/18 for 1984, made of plating, mounted on a power set of spars, ribs and stringers.
Наиболее близкой по технической сути к заявленной является обечайка двигателя НК-93, состоящая из набора нервюр, укрепленных на входном направляющем аппарате и закрепленных на них внешней и внутренней оболочек.The closest in technical essence to the declared one is the NK-93 engine shell, consisting of a set of ribs mounted on the input guide apparatus and the outer and inner shells fixed to them.
Недостатком обечайки является выполнение внутренней поверхности ее цилиндрической и соответственных ей концов лопастей винтов.The disadvantage of the shell is the execution of the inner surface of its cylindrical and the corresponding ends of the propeller blades.
Наиболее близким по технической сути к заявленному способу является способ эжекторного усиления тяги двигателя летательного аппарата, содержащий смешение эжектируемого газа из окружающей среды в камере смешения с выбросом смеси в окружающую среду в направлении движения летательного аппарата и изменения направления потока на противоположное в полом обтекателе, прикрепленном к кожуху двигателя, камеры смешения и/или элементам конструкции аппарата (см. патент РФ 2344308, F02K 7/00 за 2006 г.).The closest in technical essence to the claimed method is a method of ejector amplification of the thrust of an aircraft engine, comprising mixing the ejected gas from the environment in the mixing chamber with the discharge of the mixture into the environment in the direction of movement of the aircraft and changing the flow direction to the opposite in the hollow fairing attached to the engine cover, the mixing chamber and / or the structural elements of the apparatus (see RF patent 2344308, F02K 7/00 for 2006).
Наиболее близким по технической сути к заявленному способу создания подъемной силы является способ, описанный в пат. РФ № 2002671, B64C 9/00 за 1991 год. Он состоит из формирования ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно с изменением при этом направления вектора тяги.The closest in technical essence to the claimed method of creating a lifting force is the method described in US Pat. RF number 2002671,
Изобретения решают задачи унификации технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов за счет исключения необходимости эксплуатации и производства неэкономичных вертолетов, самолетов и обеспечения безопасности авиаперевозок и полетов без дорогостоящей в производстве и неэкономичной в эксплуатации инфраструктуры авиаперевозок с одновременным снижением номенклатуры авиатехники, себестоимости и увеличением комфортности, безопасности и объемов перевозок и полетов с улучшением условий труда летного состава.The inventions solve the problem of unification of the technology of operation and production of aircraft by eliminating the need to operate and manufacture uneconomic helicopters, airplanes, and ensuring the safety of air transportation and flights without the costly to manufacture and uneconomical operation of the air transportation infrastructure while reducing the range of aircraft, cost and increasing comfort, safety and volumes of transportation and flights with improved working conditions for flight personnel.
Суть изобретений состоит в том, что безаэродромный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовые установки с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущие поверхности, воздушно-стартовую установку и системы управления - топливную, кондиционирования, и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, снабжен комбинированными крыльями на боковых сторонах фюзеляжа из корневой части поперечного крыла на носовой части его и примыкающей к нему продольной части с обечайками вентилятора (винтовентилятора) перед передней кромкой полуплоскостей поперечного крыла, с расположением продольных частей в вентиляторном воздушном потоке и с одним, по крайней мере, фрагментным крылом на верхней и/или нижней стороне фюзеляжа, не расположенным в вентиляторном воздушном потоке, с укрепленной на торце корневой части продольной балкой, задние концы каждой из которых соединены с концами хвостовой поперечной балки, закрепленной на хвостовой части фюзеляжа, при этом на продольной балке и соответствующей стороне фюзеляжа установлено фрагментное крыло или набор фрагментов с секторной частью или прямолинейных, а на половинках поперечных балок установлены задние рули тангажа, на задних концах боковых сторон фюзеляжа установлены посредством кронштейнов задние рули курса, рули выполнены с возможностью отклонения рулей курса и тангажа в режим торможения, и концы эти снабжены отверстиями для струйных рулей, при этом фрагментное крыло, по крайней мере, и продольная часть каждого комбинированного крыла выполнена с суммарной площадью несущих поверхностей фрагментов, равной суммарной площади самолетного поперечного крыла самолета аналогичного класса.The essence of the invention is that an aerodrome-free aircraft containing a fuselage with a cabin and a passenger compartment or a cargo compartment, power plants with thrust reverser on bearing planes, bearing surfaces, an air-starting system and control systems - fuel, air conditioning, and a chassis with trolley wheels on low-pressure pneumatics, equipped with combined wings on the sides of the fuselage from the root of the transverse wing on its nose and its adjacent longitudinal part with fan shells (vi fan) in front of the leading edge of the half-planes of the transverse wing, with the longitudinal parts located in the fan air flow and with at least one fragmented wing on the upper and / or lower side of the fuselage, not located in the fan air flow, with the longitudinal part mounted on the end of the root part beam, the rear ends of each of which are connected to the ends of the tail transverse beam mounted on the rear of the fuselage, while on the longitudinal beam and the corresponding side of the fuselage nt wing or a set of fragments with a sector part or rectilinear, and the rear rudders are installed on the halves of the transverse beams, the rear rudders are installed by means of brackets on the rear ends of the fuselage, the rudders are designed to deflect the rudders and pitch to the braking mode, and these ends provided with openings for jet rudders, while the fragmented wing, at least and the longitudinal part of each combined wing, is made with a total area of the bearing surfaces of the fragments equal to the sum the surface area of the aircraft transverse wing of an aircraft of a similar class.
Безаэродромный самолет, у которого дополнительно к комбинированным крыльям на боковых сторонах фюзеляжа установлено на верхней стороне фрагментное крыло секторных или прямолинейных, по крайней мере, - переднего и заднего несущих фрагментов, из которых прямолинейные передний и задний фрагменты снабжены рулями тангажа.An aerodromeless aircraft, in addition to the combined wings on the lateral sides of the fuselage, a fragmented wing of sectorial or rectilinear, at least front and rear load-bearing fragments, of which the linear front and rear fragments are equipped with pitch rudders, is installed on the upper side.
Безаэродромный самолет, содержащий фюзеляж с кабиной и пассажирским салоном или грузовым отсеком, силовые установки с реверсом тяги на несущих плоскостях, несущие поверхности, воздушно-стартовую установку и системы управления, топливную, кондиционирования и шасси с колесами тележек на пневматиках низкого давления, у которого боковые стороны фюзеляжа снабжены верхней и нижней парами консольных прямолинейных фрагментов с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей.An aerodrome-free aircraft containing a fuselage with a cabin and a passenger compartment or a cargo compartment, power plants with thrust reverser on bearing planes, bearing surfaces, an air-starting installation and control systems, fuel, air conditioning and landing gear with wheels of low pressure pneumatic carts with side the sides of the fuselage are equipped with upper and lower pairs of cantilevered straight-line fragments with an interval between the pairs for gas-air flow from the engine nozzles.
Турбовинтовентиляторный двигатель состоит из закапотированного двухвинтового винтовентилятора с противоположно вращающимися винтами от трехступенчатой свободной турбины двигателя через планетарный редуктор, двухкаскадного компрессора, одноступенчатых турбин высокого и среднего давления, соответственно вращающих компрессоры высокого и низкого давления, расположенная перед передней кромкой поперечной части крыла обечайка винтовентилятора выполнена с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью, проточный канал компрессоров выполнен с конфузорными участками проставок направляющих аппаратов и диффузорными внутренними поверхностями проставок рабочих колес, а рабочие колеса роторов компрессоров выполнены групповыми - с двумя или тремя ободами для установки комплекта лопаток соответствующей ступени компрессора на одном диске и его ободах.The turbofan engine consists of a bonded twin-screw rotor fan with oppositely rotating screws from a three-stage free turbine of the engine through a planetary gear, a two-stage compressor, single-stage high and medium pressure turbines, respectively rotating high and low pressure compressors, located in front of the front edge of the transverse part of the wing, the fan shell is made of profiled confuser and diffuser sections of the inner surface th, the flow channel compressor adapted convergent portions spacers diffuser guide vanes and the inner surfaces of the spacers impellers, and compressor rotor impellers formed group - with two or three sets of rims for mounting respective compressor stage blades on one disc and its rim.
Турбовинтовентиляторный двигатель, каждый направляющий аппарат компрессоров низкого и высокого давления которого имеет проставку с конфузорным участком внутренней поверхности ее от торца переднего фланца до плоскости расположения передних кромок лопаток аппарата, до середины направляющих лопаток или до плоскости расположения задних кромок лопаток с плавным переходом конфузорной поверхности в диффузорную на оставшейся ширине проставки направляющего аппарата, при этом внутренняя поверхность каждой проставки рабочих колес выполнена диффузорной и соответственно ее наклону выполнены концы лопаток рабочих колес компрессоров.A turbofan engine, each guide device of low and high pressure compressors has a spacer with a confuser portion of its inner surface from the end of the front flange to the plane of the front edges of the blades of the apparatus, to the middle of the guide vanes or to the plane of the rear edges of the blades with a smooth transition of the confuser surface into the diffuser on the remaining spacer width of the guide vane, while the inner surface of each impeller spacer is a diffuser and accordingly the slope of its ends formed compressor impeller blades.
Турбовинтовентиляторный двигатель, конец каждой лопатки винтовентилятора и противолежащая концу внутренняя диффузорная поверхность проставки рабочих колес компрессора высокого давления выполнены с углом наклона, большим угла наклона их у рабочих колес компрессора низкого давления на 0,5-1 градус.The turbofan engine, the end of each fan blade and the opposite end of the inner diffuser surface of the spacer of the impellers of the high pressure compressor are made with an angle of inclination greater than the angle of inclination of the impellers of the low pressure compressor by 0.5-1 degrees.
Турбовинтовентиляторный двигатель, у которого дополнительно к профилированию внешних проставок аналогичные конфузорные участки выполнены на внутренней проставке направляющих аппаратов и диффузорными выполнены торцы ободов и дисков рабочих колес с торцами замковой части лопаток.A turbofan engine, in addition to profiling external spacers, similar confuser sections are made on the inner spacer of the guide vanes and diffuser ends of the rims and impeller disks with the ends of the castle part of the blades are made.
Комбинированное крыло самолета, содержащее одно, по крайней мере, фрагментное крыло или набор комплектов фрагментов, боковые несущие системы с вентилятором (винтовентилятором), капотированным обечайкой с диаметром, равным длине консольных фрагментов с суммарной площадью одного, по крайней мере, фрагментного крыла или комплекта консольных фрагментов, равна суммарной площади поперечного крыла и хвостового оперения самолета аналогичного класса, а каждое комбинированное крыло выполнено из корневой поперечной полуплоскости на переднем конце фюзеляжа, среднерасположенной на боковой стороне с мотогондолой в середине полуплоскости, верхне- или нижнерасположенной с пилоном в середине ее для мотогондолы, за каждой полуплоскостью расположено, по крайней мере, одно фрагментное крыло и/или комплект консольных секторной формы фрагментов или пары комплектов прямолинейных фрагментов, расположенных в воздушном потоке от винтов вентилятора (винтовентилятора), а также одно, по крайней мере, фрагментное крыло, расположенное не в потоке от вентилятора (винтовентилятора).A combined wing of an aircraft containing one, at least, a fragment wing or a set of sets of fragments, side load-bearing systems with a fan (rotor fan), a cowled shell with a diameter equal to the length of cantilever fragments with a total area of one, at least, a fragment wing or set of cantilever fragments, equal to the total area of the transverse wing and tail of an aircraft of a similar class, and each combined wing is made of the root transverse half plane in the front the center of the fuselage, located on the side with the engine nacelle in the middle of the half plane, upper or lower located with the pylon in the middle for the engine nacelle, at least one fragment wing and / or set of cantilevered sector-shaped fragments or pairs of sets of straight fragments is located behind each half-plane located in the air stream from the screws of the fan (fan), as well as one at least a fragmented wing located not in the stream from the fan (fan).
Комбинированное крыло самолета с верхнерасположенными полуплоскостями поперечного крыла имеют пилон на нижней стороне их, а нижнерасположенные - с пилоном на верхней стороне и с мотогондолой на конце пилонов, а продольная часть комбинированного крыла выполнена из верхнего и нижнего набора консольных фрагментов с секторной частью, суммарная площадь несущих поверхностей каждого из них равна суммарной площади поперечного крыла и хвостового оперения самолета аналогичной грузоподъемности, при этом длину хорды, кривизну несущих поверхностей, а также число комплектов и фрагментов в комплектах определяют при проектировании из условия создания подъемной силы самолета, равной расчетному полетному весу на максимальную дальность полета, начиная с режимов работы двигателей с 0,5-0,7 ном до номинального с учетом скоростей потока обдува фрагментов его.The combined wing of an aircraft with upper half-planes of the transverse wing has a pylon on the lower side of them, and lower ones - with a pylon on the upper side and with a nacelle at the end of the pylons, and the longitudinal part of the combined wing is made of the upper and lower set of cantilever fragments with a sector part, the total area of the bearing the surfaces of each of them is equal to the total area of the transverse wing and tail of an airplane of similar carrying capacity, while the length of the chord and the curvature of the bearing surfaces During design, the number of sets and fragments in sets is determined from the conditions of creating the aircraft lifting force equal to the estimated flight weight for the maximum flight range, starting from the engine operating modes from 0.5-0.7 nom to the nominal one taking into account the blowing flow rates fragments of it.
Фрагментное крыло самолета, содержащее набор несущих поверхностей, каждая из которых выполнена из обшивки на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней, соединенных с нервюрами, имеющими форму поперечного сечения крыла для взаимодействия с воздушной средой и отверстия на фюзеляжном конце кронштейнов соединения крыла с фюзеляжем, каждый фрагментный конец кронштейнов его снабжен отверстием передним или верхним для фиксирования переднего конца последующего фрагмента и задним или нижним отверстием для фиксирования заднего конца предыдущего фрагмента, кроме кронштейнов передней кромки первого и задней кромки последнего фрагмента крыла, имеющих по одному отверстию на передней кромке переднего кронштейна и на задней кромке у заднего фрагмента крыла, не расположенного в потоке, а у расположенного в вентиляторном потоке крыла каждый фрагмент имеет крепежные отверстия на концах фрагмента.A fragmented wing of an aircraft containing a set of bearing surfaces, each of which is made of sheathing on a power set of a spar at the leading edge, a stringer at the rear, connected to ribs having the shape of a wing cross section for interaction with the air medium and openings on the fuselage end of the wing connecting brackets with a fuselage, each fragmented end of its brackets is provided with a front or top hole for fixing the front end of the subsequent fragment and a rear or lower hole for fixing the rear end of the previous fragment, except for the brackets of the leading edge of the first and trailing edges of the last wing fragment, having one hole at the leading edge of the front bracket and the trailing edge of the rear wing fragment, not located in the stream, but each fragment located in the wing fan stream has mounting holes at the ends of the fragment.
Фрагментное крыло самолета с фрагментами из конструкционного синтетического материала выполнено с крепежными отверстиями на концах его армирующих металлических элементов.A fragmented wing of an airplane with fragments of structural synthetic material is made with mounting holes at the ends of its reinforcing metal elements.
Обечайка винтовентилятора содержит входной кок, соединенный с внешней и внутренней оболочками, укрепленными на каркасе из набора нервюр, соединенных с направляющим аппаратом, укрепленным на пилоне, а каждая внутренняя сторона нервюр выполнена с участками, обеспечивающими конфузорную и диффузорные внутренние поверхности внутренней оболочки, при этом конфузорная часть располагается от торца до плоскости расположения передней кромки лопастей первого винта с плавным переходом ее в диффузорную поверхность с углом наклона, соответствующим углу наклона торца лопастей винтов с плавным сопряжением второй диффузорной поверхности и концевой цилиндрической поверхности.The rotor fan shell contains an inlet coke connected to the outer and inner shells mounted on the frame from a set of ribs connected to a guide apparatus mounted on the pylon, and each inner side of the ribs is made with sections that provide confuser and diffuser inner surfaces of the inner shell, while the part is located from the end to the plane of the leading edge of the blades of the first screw with a smooth transition into a diffuser surface with an angle of inclination corresponding to m tilt end rotor blades with smooth conjugation second diffuser surface and an end of the cylindrical surface.
Способ работы турбовинтовентиляторного двигателя включает разделение в вентиляторе воздушного потока на потоки первого и второго контура с ускорением потоков капотированием винтов винтовентилятора, сжатие воздуха первого контура в компрессоре, подвод топлива в камеру сгорания и сжигание его для образования ускоренного газовоздушного потока, отбор энергии газовоздушного потока в турбинах высокого и низкого давления для вращения компрессоров и планетарного редуктора от свободной турбины через редуктор второго винта винтовентилятора, при этом воздушный поток второго контура ускоряют посредством взаимодействия радиально перемещающихся масс потока с профилированными внутренними участками обечайки и концами лопаток винтовентилятора, а первого контура - внутренней поверхностью проставок и концов лопаток рабочих колес компрессоров для изменения направления радиально перемещающихся частей воздушного потока на осевое.The method of operation of a turbofan engine includes separation of the air flow in the fan into the flows of the first and second circuits with acceleration of the flows by fanning the propeller screws, compressing the air of the primary circuit in the compressor, supplying fuel to the combustion chamber and burning it to form an accelerated gas-air flow, energy extraction of the gas-air flow in turbines high and low pressure for rotation of compressors and planetary gear from a free turbine through a gearbox of the second screw and, wherein the air flow speed of the second circuit by reacting a radially traveling mass flow with profiled internal portions of the sleeve and the ends propfan blades, and the first circuit - the inner surface of the spacers and the end compressor impeller blades to change the direction radially moving parts of the air flow in the axial.
Способ создания подъемной силы самолета, по которому формируют ускоренный поток текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно с изменением при этом направления вектора тяги, для подъема на безопасную высоту с точки касания на стоянке при взлете с исключением горизонтального перемещения включением каждого реверса в режим зависания и/или торможения колес шасси и при спускании с безопасной высоты в режиме зависания на экстренно выбранную или плановую точку касания, при посадке подъемную силу самолета создают посредством обдува вентиляторными воздушными потоками комбинированных крыльев, при наборе высоты с безопасной до высоты эшелона полета к подъемной силе комбинированных крыльев от вентиляторных потоков добавляется подъемная сила от скоростного взаимодействия с воздушной средой комбинированных крыльев и одного, по крайней мере, фрагментного крыла, а при планировании с эшелона к точке касания до безопасной высоты уменьшают подъемную силу от скоростного взаимодействия их с воздушной средой посредством включения рулей тангажа, курса и реверса в режим торможения с автоматической перекладкой створок в режим зависания, пропорциональной уменьшению скорости планирования до зависания над точкой касания, а после зависания над точкой касания регулируют величину подъемной силы оборотами двигателей и соответственно скоростью обтекания комбинированных крыльев вентиляторными потоками для управления скоростью вертикального перемещения к точке касания на стоянке.A method of creating aircraft lift force, in which an accelerated fluid flow of variable intensity is formed and directed in the direction opposite to the movement above the supporting surface, wherein the amplified flow is formed of two components, the intensity of which is changed simultaneously or differentially with a change in the direction of the thrust vector, for lifting to a safe height from the touch point in the parking lot during take-off with the exception of horizontal movement by turning each reverse into hover mode and / or torus the landing gear of the landing gear and when lowering from a safe height in hovering mode to an emergency or planned touch point when landing, the aircraft’s lifting force is created by blowing the combined wings with fan air currents, when climbing from safe to the flight level height to the combined wing lifting force from the fan of flows, the lifting force is added from the high-speed interaction with the air of the combined wings and at least one fragmented wing, and when planning echelons to the touch point to a safe height reduce the lift from their high-speed interaction with the air by turning the rudders, course and reverse into braking mode with the automatic transfer of the wings to the hover mode, proportional to the decrease in the planning speed before hovering above the touch point, and after hovering over the point of touch controls the magnitude of the lifting force by the engine revolutions and, accordingly, the speed of the fan flows around the combined wings to control the speeds vertical movement to the touch point in the parking lot.
Включение в компоновку самолета несущей системы из комбинированных и фрагментных крыльев обеспечивает создание многократно увеличенной подъемной силы, не связанной с огромной и опасной на посадке и взлете горизонтальной скоростью и практически гарантированную безопасность. За счет того что в самолетной компоновке возможно практически неограниченное увеличение площади несущих поверхностей и при этом стоимость производства ее меньше стоимости самолетов, а практически безграничное улучшение комфортности и увеличение объемов перевозок также связано с трудно представляемым снижением затрат на создание и эксплуатацию инфраструктуры авиаперевозок и полетов.The inclusion of a carrier system of combined and fragmented wings in the aircraft layout ensures the creation of a multiply increased lifting force that is not associated with the huge and dangerous horizontal landing and take-off speed and practically guaranteed safety. Due to the fact that in an aircraft layout, an almost unlimited increase in the area of bearing surfaces is possible and at the same time its production cost is less than the cost of aircraft, and an almost unlimited improvement in comfort and increase in traffic volumes is also associated with a difficult to imagine reduction in the cost of creating and operating an air transportation and flight infrastructure.
К тому же резко снижается роль человеческого фактора в обеспечении безопасности полетов - влияние его в штатных полетах и экстремальных ситуациях приближается к нулю.In addition, the role of the human factor in ensuring flight safety is sharply reduced - its influence in regular flights and in extreme situations approaches zero.
На фиг.1 изображен вид сбоку на заявленный самолет, на фиг.2 - вид в плане не него, на фиг.3 - вид спереди (по стрелке А) и на фиг.4 - вид сзади (по стрелке Б на самолет с секторными несущими плоскостями на боковых стенках). На фиг.5 - соответственно на боковую стенку с парами прямолинейных несущих плоскостей. На фиг.6 - структурная схема турбовинтовентиляторного двигателя. На фиг.7 - фрагмент профилированного проточного канала компрессора со схематичным изображением групповых рабочих колес (с тремя ступенями на каждом диске) и на фиг.8 - траектория полета самолета на взлете (левая часть) и на посадке (правая часть).Figure 1 shows a side view of the claimed aircraft, figure 2 is a plan view not him, figure 3 is a front view (arrow A) and figure 4 is a rear view (arrow B on a sector plane bearing planes on the side walls). Figure 5 - respectively, on the side wall with pairs of rectilinear bearing planes. Figure 6 is a structural diagram of a turbofan engine. In Fig.7 is a fragment of the profiled flow channel of the compressor with a schematic representation of group impellers (with three steps on each disk) and in Fig.8 is the flight path of the aircraft on takeoff (left side) and landing (right side).
Самолет на фиг.1 состоит из фюзеляжа 1 с обечайкой 2 винтовентилятора перед корневой частью поперечного крыла 3 (фиг.2, 3) на валу турбовинтовентиляторных двигателей 4 с реверсом тяги 5, установленных в середине каждой полуплоскости 3. Пассажирский или грузовой салон с кабиной экипажа условно не показаны. На торце каждой полуплоскости 3 закреплены передние концы продольных балок 6, с задними концами которых соединены концы задних поперечных балок 7 с закрепленной на верхней стороне фюзеляжа серединой балки или вторым концом ее на соответствующей боковой стенке фюзеляжа.The aircraft in figure 1 consists of a fuselage 1 with a
Между каждой продольной балкой 6 и соответствующей стороной фюзеляжа установлен верхний 8 или/и нижний 9 комплект несущих плоскостей. На хвостовой части фюзеляжа установлены на кронштейнах рули курса 10 и тангажа 11. На верхней стенке - комплект несущих плоскостей 12 кронштейнами 13.Between each
Верхние 8 и нижние 9 (фиг.4) фрагменты продольной части комбинированных крыльев выполнены секторными для обеспечения их долговечности с учетом зоны высокотемпературной газовой струи из сопла двигателя.The upper 8 and lower 9 (figure 4) fragments of the longitudinal part of the combined wings are made sector to ensure their durability, taking into account the area of the high-temperature gas stream from the engine nozzle.
Отверстия струйных рулей, ниша и стойки шасси без амортизации с колесами тележек на пневматиках низкого давления условно не показаны.The openings of the jet rudders, the niche and the landing gear without depreciation with the wheels of the trolleys on low-pressure pneumatics are conventionally not shown.
Возможно выполнение самолета с прямолинейными в верхней 14 и нижней 15 паре комплектов консольных фрагментов (фиг.5).It is possible to perform an aircraft with straight lines in the upper 14 and lower 15 pairs of sets of cantilever fragments (figure 5).
Турбовинтовентиляторный двигатель 4 на фиг.6 состоит из винтовентилятора 2, два многолопастных винта противоположного вращения которого вращаются от турбокомпрессора 16, причем второй винт связан с турбиной через дифференциальный редуктор 17. А обечайка 2 винтовентилятора его выполнена с профилированной внутренней поверхностью из конфузорного 18 и диффузорных участков 19 (фиг.6). Аналогичным образом спрофилирован проточный канал компрессоров, по крайней мере.The
Диффузорные поверхности 20 проставок рабочих колес и конфузорные участки 21 направляющих аппаратов компрессоров плавно сопряжены друг с другом (фиг.7). Показанный на фиг.7 девятиступенчатый компрессор имеет три диска 22 вместо девяти с тремя комплектами лопаток 23 на каждом из них. Вариантом компрессоров может быть компоновка с двухкомплектными дисками или комбинированная с двух- и трехкомплектными рабочими колесами.The diffuser surfaces 20 of the spacers of the impellers and the
Работает турбовинтовентиляторный двигатель следующим образом.The turbofan engine operates as follows.
Пример 1Example 1
С момента начала вращения винтов для запуска входящий в обечайку 2 воздушный поток получает от лопастей винтов винтовентилятора (фиг.6) осевые, окружные и радиальные импульсы. Окружные массы частично отбрасываются к внутренней поверхности обечайки 2, а большая часть окружных и радиальных масс сдувается осевыми массами из обечайки назад, создавая основную часть тяги. Радиально отброшенная часть воздушного потока теряет энергию при контакте с цилиндрической внутренней поверхностью, создавая воздушную пробку для осевого перемещения потока. На сдув этой пробки часть осевого потока по концам лопастей винтов теряет осевую скорость и в создании тяги не участвует, уменьшая степень двухконтурности. В работе винтовентилятора с профилированной внутренней поверхностью радиальная часть потока, взаимодействуя с диффузорными поверхностями 19, получает осевое направление, увеличивая скорость периферийного слоя потока и соответственно тягу двигателя.Since the start of rotation of the screws for starting, the air flow entering the
Аналогичным образом ускоряют воздушный поток в канале компрессоров диффузорные внутренние поверхности 20 проставок рабочих колес компрессоров. В итоге такого многократно повторенного ускорения воздушного потока посредством сбалансирования воздействия рабочих колес на воздушный поток второго контура увеличивается степень сжатия воздуха на выходе из компрессора. Соответственно увеличивается скорость газовоздушного потока из камеры сгорания и возрастает энергия, воспринимаемая турбиной. Пропорционально возрастает и передаваемая лопастями винтовентиляторов входящему в обечайку 2 воздуху и дополнительно усиливается тяга двигателя.Similarly, the diffuser surfaces 20 of the spacers of the impellers of the compressors accelerate the air flow in the compressor channel. As a result of such repeated acceleration of the air flow by balancing the impact of the impellers on the air flow of the second circuit, the degree of compression of the air at the outlet of the compressor increases. Accordingly, the gas-air flow rate from the combustion chamber increases and the energy perceived by the turbine increases. The propeller blades transferred proportionally to the air entering the
Эксплуатируют самолет с регулированием подъемной силы соответственно обстановке и этапу полета следующим образом.Operate the aircraft with adjustable lift according to the situation and phase of flight as follows.
Пример 2Example 2
После загрузки или посадки пассажиров на стоянке или точке касания запускают двигатели и, затормозив колеса шасси, включают реверс тяги в режим зависания. Если обстановка исключает возможность горизонтального перемещения, устанавливают такие обороты двигателей, на которых подъемная сила от обдува воздушным потоком от винитовентиляторов 2 комбинированных крыльев 3-8-9 превысит взлетный вес самолета и оторвет его от стоянки с постепенным набором высоты. Скорость «всплывания» самолета при этом можно регулировать оборотами двигателей, как и ориентирование его в пространстве аэродинамическими рулями курса 9 и тангажа 10. А после подъема на безопасную высоту Нбез (фиг.8 - траектория показана сплошной линией), на которой нет ограничений на горизонтальное перемещение, реверс тяги выключают и самолет начинает набирать горизонтальную скорость одновременно с высотой, в том числе в конфигурации кабрирования до заданного эшелона полета. При этом с начала горизонтального перемещения к подъемной силе от вентиляторного обдува комбинированных крыльев добавляется подъемная сила, растущая пропорционально увеличению горизонтальной скорости от скоростного взаимодействия этих крыльев и фрагментного крыла с атмосферным воздухом. Поэтому горизонтальный полет на эшелоне самолет может выполнять на режиме работы двигателей до 0,5 номинального, что обеспечивает увеличение дальности полета.After loading or landing passengers in the parking lot or touch point, they start the engines and, having braked the chassis wheels, turn the thrust reverser into hover mode. If the situation excludes the possibility of horizontal movement, set the engine speed at which the lifting force from airflow from the
Для плановой или вынужденной посадки включают реверс тяги в режим зависания, рули курса 9 и тангажа 10 в режим торможения и экстренно уменьшают высоту полета с эшелона в крутом планировании до безопасной высоты в направлении плановой или вынужденной точки касания. А после достижения безопасной высоты переводят самолет в горизонтальный полет с минимальной (пешеходной) скоростью для приближения к намеченной точке касания, над которой самолет зависает (правая часть траектории на фиг.8). Установив обороты двигателей, на которых подъемная сила от обдува вентиляторным потоком комбинированных крыльев 3, 8, 9 станет меньше посадочного веса самолета, начинают вертикальное перемещение для опускания на точку касания и на высоте 2-1,5 метра кратковременно увеличивают обороты двигателей и увеличивают подъемную силу для уменьшения скорости касания со стоянкой до «мягкой посадки» со скоростью 0,3-0,15 м/с.For a planned or emergency landing, they turn the thrust reverse into hover mode, rudders of
Пример 3Example 3
Дополнительным техническим результатом самолетной технологии авиаперевозок и полетов является расширение эксплуатационных возможностей. При взлете с отрывом за счет подъемной силы от вентиляторного обдува комбинированных крыльев 3-8-9 от точки касания, окружающее пространство которой не препятствует увеличению горизонтальной скорости после отрыва от нее по описанному в примере 1 способу, самолет одновременно набирает скорость и высоту за счет увеличения подъемной силы комбинированных крыльев и фрагментного крыла и за счет возрастающего скоростного взаимодействия их с воздушной средой (на фиг.8 траектория взлета для данного случая показана штриховой линией). После полета на эшелоне планирование для посадки выполняют описанным в примере 1 способом в направлении точки касания до высоты выравнивания Нвыр (5-6 метров над точкой) с зависанием над ней и вертикальным перемещением или с зависанием перед точкой касания и дополнительным опусканием и приближением к точке.An additional technical result of aircraft technology of air transportation and flights is the expansion of operational capabilities. When taking off with a separation due to the lifting force from the fan blowing of the combined wings 3-8-9 from the point of contact, the surrounding space of which does not prevent the increase in horizontal speed after separation from it according to the method described in example 1, the aircraft simultaneously gains speed and altitude by increasing the lifting force of the combined wings and the fragmented wing and due to their increasing high-speed interaction with the air (in Fig. 8, the take-off path for this case is shown by a dashed line). After the flight at the flight level, the planning for landing is carried out as described in Example 1 in the direction of the point of contact to the level of alignment Nvir (5-6 meters above the point) with hovering over it and vertical movement or with hovering in front of the point of touch and additional lowering and approaching the point.
Описанные в данной заявке и заявках 2010100721, 2010119884 компоновки летательных аппаратов и способы их эксплуатации иллюстрируют лишь часть технического результата и преимуществ единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов - заявленной самолетной. И даже этих преимуществ - гарантированной безопасности самолетных безаэродромных авиаперевозок и полетов со снижением затрат на производство и эксплуатацию со снижением номенклатуры аппаратов и в промышленности, и в эксплуатации - достаточно для доказательства промышленной применимости ЕТЭПЛА.Described in this application and applications 2010100721, 2010119884 layout of aircraft and methods of their operation illustrate only part of the technical result and advantages of a single technology for the operation and production of aircraft - declared aircraft. And even these advantages - the guaranteed safety of non-aerodrome air transportation and flights with a reduction in production and operation costs with a reduction in the range of devices both in industry and in operation - are enough to prove the industrial applicability of ETEPLA.
В ЕТЭПЛА весьма существенным фактором является увеличенная на порядок грузоподъемность по сравнению с самолетной компоновкой. А так как это увеличение грузоподъемности самолетной компоновки возможно с одновременным уменьшением в 2-4 раза энерговооруженности самолета, то для любого производителя самолетов и вертолетов, тем более, интерес к производству этих дорогих в производстве, не экономичных и опасных в эксплуатации аппаратов пропадет сам собой. И для перевозчиков неограниченные возможности в объемах перевозок с невозможной для самолетов комфортностью тоже исключают какой-либо выбор между ЕТЭПЛА и самолето-вертолетной технологией. Это следует и из того, что площадками для взлета и посадки заявленных самолетов могут использоваться площади по всему городу: перекрестки улиц и скверы или специально выделенные площадки на пустырях, равномерно расположенные по периферии городов, окраин сел.In ETEPLA, a very significant factor is the increased load capacity by an order of magnitude compared to the aircraft layout. And since this increase in the carrying capacity of the aircraft layout is possible with a simultaneous decrease in the power ratio of the aircraft by 2-4 times, for any manufacturer of aircraft and helicopters, all the more, the interest in the production of these expensive to manufacture, not economical and dangerous to operate devices will disappear by itself. And for carriers, unlimited possibilities in the volumes of transportation with the comfort impossible for aircraft also exclude any choice between ETEPLA and aircraft-helicopter technology. This also follows from the fact that areas for taking off and landing declared planes can use areas throughout the city: intersections of streets and squares or specially designated areas on wastelands evenly located on the periphery of cities and outskirts of villages.
Сочетание в компоновке самолета комбинированных крыльев в вентиляторном потоке обеспечивает многократное увеличение суммарной несущей площади, что в свою очередь обеспечивает подъемную силу большую взлетного веса самолета уже на оборотах двигателей ниже номинального режима работы двигателей. А это сразу снимает две проблемы самолетной технологии: отсутствие в эксплуатации взлетных децибел, как и необходимости в выделении и обустройстве огромных площадей загородных аэродромов с ВПП, рулежными дорожками и светотехническим оборудованием на них.The combination in the layout of the aircraft combined wings in the fan flow provides a multiple increase in the total bearing area, which in turn provides lift greater than the take-off weight of the aircraft already at engine speeds below the rated engine operating mode. And this immediately removes two problems of aircraft technology: the lack of operation of take-off decibels, as well as the need to allocate and equip vast areas of suburban airfields with runways, taxiways and lighting equipment on them.
Самолетные компоновки дальнемагистрального класса ТУ-154, БОИНГ, ЭРБАС немыслимы без четырех двигателей на несущей плоскости. В заявленных компоновках их грузоподъемность может обеспечить один двигатель. По правилам безопасности придется ставить два двигателя в этих компоновках. Соответственно при весе одного двигателя этого класса около 2500 кг снижение веса за счет уменьшения числа двигателей с 4-х на два составит 2500×2×4=20000 кг. К этому техническому эффекту в заявляемой компоновке вес каждого из двух двигателей уменьшается на вес шести-девяти дисков компрессора. Соответственно вес аппарата на 50×9×4=1800 кг. В сумме облегчение составит 20000+1800=21800 кг, соответственно на эту величину возрастет грузоподъемность заявленной компоновки.Aircraft assemblies of the long-haul class TU-154, BOING, ERBAS are inconceivable without four engines on the bearing plane. In the claimed layouts, their capacity can be provided by one engine. For safety reasons, you will have to install two engines in these layouts. Accordingly, with the weight of one engine of this class about 2500 kg, the reduction in weight due to a decrease in the number of engines from 4 to two will be 2500 × 2 × 4 = 20,000 kg. To this technical effect in the claimed arrangement, the weight of each of the two engines is reduced by the weight of six to nine compressor disks. Accordingly, the weight of the apparatus is 50 × 9 × 4 = 1800 kg. In total, the relief will be 20,000 + 1800 = 21800 kg, respectively, the carrying capacity of the claimed layout will increase by this amount.
А так как заявленная технология прекрасно вписывается в инфраструктуру мегаполисов, ЕТЭПЛА превращает в реальность реализацию считавшегося ранее недостижимым принципа авиаперевозок «от подъезда до подъезда». Что означает экономию транспортных расходов и времени и соответственно - увеличение потребителей услуг авиаперевозчиков.And since the claimed technology fits perfectly into the infrastructure of megacities, ETEPLA turns into a reality the implementation of the previously considered unattainable principle of air transportation "from entrance to entrance." Which means saving transportation costs and time and, accordingly, increasing consumers of air carrier services.
Таким образом, многократно подтвержденная промышленная применимость ЕТЭПЛА в авиастроении и перевозках, а также аналогичные возможности ее применения в двигателестроении, автостроении и перевозках, судостроении и возможно - в железнодорожных перевозках безусловно предопределяют перевод этих отраслей на ЕТЭПЛА.Thus, the repeatedly confirmed industrial applicability of ETEPLA in the aircraft industry and transportation, as well as the similar possibilities of its application in engine building, auto building and transportation, shipbuilding and possibly in rail transportation, undoubtedly predetermine the transfer of these industries to ETEPLA.
Пример 4Example 4
При работе турбовинтовентиляторного двигателя воздушный поток в обечайке 2 винтовентилятора разделяется на потоки первого и второго контура. При этом отбрасываемый лопастями винтов винтовентилятора к концам лопастей и диффузорных участков 18, 19 воздушный поток приобретает осевое направление с большей скоростью (фиг.6). Этот эффект получается от лопаток 23 и диффузорных поверхностей внешних оболочек против концов лопаток рабочих колес компрессоров низкого и высокого давления (фиг.7). В результате на выходе из компрессора высокого давления воздушный поток переходит в камеру сгорания с большим давлением и соответственно газовоздушный поток из камеры сгорания после сгорания топлива в ней воздействует на лопатки ступеней турбины с большей кинетической энергией и увеличенным крутящим моментом, который по валам со свободной турбины и редуктор 17 передается на винты винтовентилятора. Освоенные промышленностью турбореактивные двигатели выполнены с конфузорными проточными каналами. В таких каналах в каждой ступени воздушный поток постоянно тормозится и часть энергии двигателя теряется на преодоление этого торможения. По сравнению с конфузорным характером этих двигателей, изображенный на фиг.7 с конфузорными участками направляющих ступеней проточный канал уже уменьшает аэродинамические потери в компрессоре и степень снижения скорости потока. Наиболее выгодная компоновка формируется диффузорными участками рабочих колес с направляющими ступенями с образованием общего диффузорного проточного канала (условно не показан).When the turbofan engine is running, the air flow in the
Описанный в начале раздела Бас (безаэродромный самолет) предпочтителен для местных авиалиний. Среднемагистральные и межконтинентальные выполнять предпочтительнее с несколькими парными рядами несущих плоскостей на боковых стенках над и под осью ТВВД (турбовинтовентиляторных двигателей) со смещением пар на полдиаметра его для образования промежутка между парами для газового потока из сопел двигателей (не показано). Такое расположение обеспечивает обдув несущих плоскостей воздушным потоком от винта ТРД, вентилятора ТВД или винтов ТВВД. Среднемагистральные Бас могут выполняться с консольными несущими плоскостями на боковых стенках фюзеляжа.The Bass (aerodrome-free airplane) described at the beginning of this section is preferred for local airlines. It is preferable to carry out medium-haul and intercontinental ones with several paired rows of bearing planes on the side walls above and below the axis of the high-pressure fuel pump (turbofan engines) with pairs displaced by half a diameter to form a gap between the pairs for gas flow from the engine nozzles (not shown). This arrangement provides airflow from the bearing planes from the turbofan propeller, the turbofan engine fan or the propeller propellers. Mid-range bass can be performed with cantilever bearing planes on the side walls of the fuselage.
Несущее устройство на боковых стенках состоит из корневых частей поперечного самолетного крыла 3 с обечайкой 2 винтовентилятора турбовинтовентиляторного двигателя 4 (фиг.1, 2) перед передней кромкой каждой части. За каждым двигателем установлены последовательно по длине фюзеляжа несущие плоскости 8 или 9, каждая из которых выполнена в форме части самолетного крыла, например - его корневых частей или центральной части крыла из одной плоскости. На торце каждой корневой части установлен передний конец продольной балки 6, задний конец которой соединен с концом задней поперечной балки 7. На продольных балках установлены наружные концы плоскостей 8 или 9, а на балках 7 - рули тангажа 13. Суммарная площадь несущих плоскостей и поперечных корневых частей на каждой боковой стенке равна суммарной площади крыла и хвостового оперения самолета аналогичной грузоподъемности, а число несущих плоскостей на стенке и их геометрические параметры определяют при проектировании из условия скорости обдува несущих плоскостей воздушным потоком от винтов и обеспечения максимальной дальности полета на режимах работы двигателей с 0,5-0,7 номинального до номинального.The supporting device on the side walls consists of the root parts of the
Несущее устройство верхней стенки выполнено из набора несущих плоскостей 13 (фиг.2), каждая из которых имеет обшивку на силовом наборе из лонжерона на передней кромке, стрингера на задней и установленных на них нервюр, имеющих форму поперечного сечения самолетного крыла и кронштейны для установки на фюзеляже с крепежными отверстиями, при этом каждый верхний конец кронштейнов выполнен с передним или верхним отверстием для фиксирования переднего конца по следующей в ряду несущей плоскости и задним или нижним отверстием для фиксирования заднего конца предыдущей несущей плоскости, кроме кронштейнов передней кромки первого и задней кромки последней несущей плоскости, имеющих по одному отверстию на передней кромке переднего кронштейна и на задней кромке у задней плоскости.The supporting device of the upper wall is made of a set of bearing planes 13 (Fig. 2), each of which has a lining on the power set of a spar on the front edge, a stringer on the rear and ribs mounted on them, having the shape of a cross section of an airplane wing and brackets for mounting on the fuselage with mounting holes, with each upper end of the brackets made with a front or upper hole for fixing the front end along the next in a row of the bearing plane and the rear or lower hole for fixing the rear the end of the previous bearing plane, except for the brackets of the leading edge of the first and trailing edges of the last bearing plane, having one hole at the leading edge of the front bracket and at the trailing edge of the rear plane.
Claims (13)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010125265/11A RU2460672C2 (en) | 2010-06-18 | 2010-06-18 | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010125265/11A RU2460672C2 (en) | 2010-06-18 | 2010-06-18 | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010125265A RU2010125265A (en) | 2011-12-27 |
| RU2460672C2 true RU2460672C2 (en) | 2012-09-10 |
Family
ID=45782217
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010125265/11A RU2460672C2 (en) | 2010-06-18 | 2010-06-18 | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2460672C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103350750A (en) * | 2012-12-20 | 2013-10-16 | 中国科学院力学研究所 | Lift compensation type high speed aircraft |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555931C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| WO2020055220A1 (en) * | 2018-09-10 | 2020-03-19 | Алдан Асанович САПАРГАЛИЕВ | Self-propelled vehicle with a drive and a zv thrust system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3202383A (en) * | 1961-10-25 | 1965-08-24 | Bel John P Le | Aircraft |
| US5098034A (en) * | 1989-11-24 | 1992-03-24 | Lendriet William C | Vertical/short takeoff or landing aircraft having a rotatable wing and tandem supporting surfaces |
| GB2454725A (en) * | 2007-11-16 | 2009-05-20 | Avcen Ltd | A very short takeoff and landing (VSTOL) aircraft |
| RU2371598C2 (en) * | 2008-01-09 | 2009-10-27 | Валерий Иванович Сафонов | Turbo-fan engine |
-
2010
- 2010-06-18 RU RU2010125265/11A patent/RU2460672C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3202383A (en) * | 1961-10-25 | 1965-08-24 | Bel John P Le | Aircraft |
| US5098034A (en) * | 1989-11-24 | 1992-03-24 | Lendriet William C | Vertical/short takeoff or landing aircraft having a rotatable wing and tandem supporting surfaces |
| GB2454725A (en) * | 2007-11-16 | 2009-05-20 | Avcen Ltd | A very short takeoff and landing (VSTOL) aircraft |
| RU2371598C2 (en) * | 2008-01-09 | 2009-10-27 | Валерий Иванович Сафонов | Turbo-fan engine |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103350750A (en) * | 2012-12-20 | 2013-10-16 | 中国科学院力学研究所 | Lift compensation type high speed aircraft |
| CN103350750B (en) * | 2012-12-20 | 2015-09-16 | 中国科学院力学研究所 | Lift offset-type high-speed aircraft |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555931C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| WO2020055220A1 (en) * | 2018-09-10 | 2020-03-19 | Алдан Асанович САПАРГАЛИЕВ | Self-propelled vehicle with a drive and a zv thrust system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010125265A (en) | 2011-12-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3363732B1 (en) | Ejector and airfoil configurations | |
| US10427784B2 (en) | System and method for improving transition lift-fan performance | |
| US5039031A (en) | Turbocraft | |
| US8636241B2 (en) | Hybrid jet/electric VTOL aircraft | |
| US5149012A (en) | Turbocraft | |
| US2762584A (en) | Vertically rising road operable aircraft | |
| RU2460672C2 (en) | Integrated technology of operation and production of maksinio vehicles hybrid aircraft (versions), turboprop jet engine, wing (versions), method of generating lift and method of turboprop jet engine operation | |
| US20160101852A1 (en) | Annular ducted lift fan VTOL aircraft | |
| RU2349505C1 (en) | Method of creating aircraft lift (versions), method of flight, non-aerodynamic all-weather vtol aircraft "maxinio" (versions), methods of take-off and landing, aicraft control method and system, fuselage, wing (versions), thrust reverse and method of its operation, landing gear system, gas separation and distribution system | |
| US3375997A (en) | Compound aircraft and propulsion system | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| EP2508401A1 (en) | Combined aircraft | |
| RU2466908C2 (en) | Integrated technology of operation and production "maxinio" transport facilities: vtol electric aircraft (versions), electric aircraft units and methods of employment electric aircraft and its parts | |
| RU2127202C1 (en) | Method of creating system of forces of aircraft of aeroplane configuration and ground-air amphibious vehicle for implementing this method | |
| US20190300160A1 (en) | Multi-function strut | |
| EP3031720B1 (en) | Guide vanes for a pusher propeller for rotary wing aircraft | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| RU2457153C2 (en) | "maxinio" standard technology of vehicle manufacturing and operation, no-run take-off and landing electric aircraft (versions), lifting device, turbo-rotary engine (versions), multistep compressor, fan cowling, turbo-rotary engine operation method and method of electric aircraft lifting force creation method | |
| US20180186449A1 (en) | Annular lift fan vtol aircraft | |
| RU2497721C2 (en) | Mukhamedov's vtol aircraft with jump landing gear | |
| JP7217272B2 (en) | Winglet ejector configuration | |
| RU2466061C2 (en) | Flight vehicle (versions), flight vehicles parts, method of exploiting flight vehicle and its parts | |
| RU2244661C2 (en) | Vertical takeoff and landing flying vehicle | |
| RU2668541C1 (en) | Flying vehicle | |
| US11987349B2 (en) | Rotatable nacelle for centrifugal fan on aircraft |