RU2708120C1 - Aircraft with short or vertical take-off and landing - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Airplane with short or vertical takeoff and landing includes integral streamline fuselage, wings with mechanization elements, power plant of air-jet engines, control cabin, integral control system. There are two bearing wings of wings on both sides of fuselage consisting of front section, angular section, longitudinal side section and tail section. Front section has a streamlined shape, which is articulated with fuselage surface. Angular section is made either of rectilinear contour at an angle to fuselage longitudinal axis, or in form of annular sector with angle of annular sector from 50 to 90°, or in the form of a sector of an annular polygon described or inscribed into an annular sector with angle of 50 to 90°. Longitudinal side section is made rectilinear, which coincides with fuselage longitudinal axis. Tail section is made in the form of straight or sweep side support cantilever, which is articulated with fuselage body. Angular and lateral sections or only lateral section are used in takeoff, hovering and landing mode to create lifting reactive moments relative to center of gravity of aircraft.

EFFECT: invention is aimed at optimizing the shape of the wings.

1 cl, 22 dwg

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам как горизонтального взлета и посадки, так с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой.The invention relates to the field of aviation, in particular to aircraft as horizontal take-off and landing, so with a shortened or vertical take-off and landing.

Известны технические решения летательных аппаратов с возможностью вертикального взлета и посадки с использованием истекающей реактивной струи двигателей по периметру кольцевого либо кругового крыла с изменением вектора тяги (патент РФ N2005660, автор Брагин С.Ф., опубл., 15.01.1994 г., патент РФ N2406650, автор Андреев Ю.П., опубл., 20.12.2010 г., патент РФ N 2491206, автор Ансеров Д.О., Ансеров А.Д., опубл., 20.05.2013 г.). При многих компоновочных и конструктивных недостатках перечисленных технических решений следует отметить рациональность использования истекающей реактивной струи двигателей по верхней и нижней поверхностям крыла по периметру летательного аппарата для создания суммарного уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести летательного аппарата с максимальным эксцентриситетом в размере радиуса кольцевого либо кругового крыла в режиме вертикального подъема, зависания и посадки. Известны также реализованные технические решения самолетов с укороченным и вертикальным взлетом и посадкой (см. кн. Ружицкий Е.И., «Европейские самолеты вертикального взлета», ООО изд. «Астрель», ООО изд. ACT, 2000 г.) ЯК-38, ЯК-141 и серия модификаций самолетов ХАРРИЕР GR.Mk.3. Данный самолет выполнен по схеме моноплана с одним подъемно-маршевым двигателем ТРДД Бристоль-Сидпи «Пегас», при этом поворотные сопла установлены по бокам фюзеляжа. Воздухозаборники боковые нерегулируемые. Все четыре сопла поворачиваются синхронно при этом максимальный угол поворота сопел составляет 98,5 град. Недостатком данного технического решения с расположением сопел вблизи центра тяжести самолета является его неустойчивость в режимах вертикального подъема, зависания и посадки, а также в промежуточном режиме перехода от зависания к горизонтальному полету. Известен также реактивный самолет, с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж, крылья с элементами механизации для изменения профиля крыла, реактивные двигатели, кабину управления, интегральную систему управления, при этом реактивные двигатели выполнены двухконтурными со степенью контурности более 2 и закреплены на фюзеляже либо на горизонтальных консолях фюзеляжа, при этом участки крыльев с элементами механизации для изменения профиля крыла расположены в области высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, при соблюдении соотношения объема высокоскоростного набегающего потока истекающей струи из сопел одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2, по верхней и по нижней поверхностям крыла с элементами механизации для изменения профиля крыла самолета в интервале от 30% : 70% до 10% : 90%, при этом выхлопная часть сопла одного либо нескольких двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 располагается на расстоянии от носка крыла не менее чем ΔL=3×Cmax, где Cmax - максимальная толщина крыла в вертикальной плоскости вдоль оси реактивного двигателя, при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного силового реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия от одиночных либо групп двигателей ТРДД со степенью контурности более 2 направлены как минимум в трех направлениях. (Патент РФ N 2670357, автор Сушенцев Б.Н., публикация 22.10.2018 г.) принятый за прототип. В представленных вариантах данного технического решения в режиме взлета, зависания и посадки предусмотрены крылья с элементами механизации, располагаемые в области набегающего потока истекающей струи из поворотных двигателей ТРДД, при этом форма крыльев имеет кольцевое очертание в плане, полукольцевое очертание в плане и в виде поворотного кольцевого сектора. Следует отметить что для режима взлета, зависания и посадки функционально используется только участок кольцевых крыльев не более кольцевого сектора с углом не более 90 град. в каждом из трех направлений, кроме этого вариант поворотного крыла в виде кольцевого сектора сблокированного с поворотным двигателем представляется сложнорешаемой задачей из-за усилий, действующих на поворотные механизмы. Целью данного изобретения является оптимизация формы крыльев для осуществления вертикального взлета, зависания и посадки. Поставленная цель достигается путем выполнения самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающего фюзеляж интегральной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, силовую установку из одного либо более воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов, создаваемых при помощи потоков истекающих струй из воздушно-реактивных, двигателей направленных на участки крыльев с элементами механизации, либо создаваемых при помощи истекающей струи из сопел воздушно-реактивных двигателей с изменяемым вектором тяги, при этом для создания подъемных реактивных моментов, как минимум в двух направлениях, предусмотрено две несущих консоли крыльев интегральной формы с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла по обе стороны фюзеляжа, состоящих из лобового участка интегрального крыла, углового участка интегрального крыла, продольного бокового участка интегрального крыла и хвостового участка интегрального крыла, при этом соединение смежных участков интегрального крыла выполнены обтекаемыми лекально сочлененными, при этом лобовой участок интегрального крыла имеет обтекаемую форму лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок интегрального крыла выполнен в плане либо прямолинейного очертания под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора с углом кольцевого сектора от 50 град. до 90 град., либо в виде сектора кольцевого многоугольника описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 град. до 90 град., при этом продольный боковой участок интегрального крыла выполнен плане прямолинейным совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом хвостовой участок интегрального крыла выполнен в плане в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа, при этом угловой и боковой участки, либо только боковой участок интегрального крыла используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета и располагаются в области набегающего потока истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей. На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения самолетов с вертикальным взлетом и посадкой:Known technical solutions of aircraft with the possibility of vertical take-off and landing using a flowing jet of engines along the perimeter of an annular or circular wing with a change in thrust vector (RF patent N2005660, author Bragin SF, publ., January 15, 1994, RF patent N2406650, author Andreev Yu.P., publ., December 20, 2010, RF patent N 2491206, author Anserov D.O., Anserov A.D., publ., 05/20/2013). For many layout and design flaws of the above technical solutions, it should be noted that it is rational to use an outgoing jet of engines along the upper and lower wing surfaces around the perimeter of the aircraft to create a total balanced reactive moment relative to the center of gravity of the aircraft with maximum eccentricity in the size of the radius of a ring or circular wing in the mode vertical lift, hovering and landing. Implemented technical solutions of aircraft with shortened and vertical take-off and landing are also known (see book E. Ruzhitsky, “European Vertical Take-Off Aircraft”, LLC publishing house “Astrel”, LLC publishing house ACT., 2000) YAK-38 , Yak-141 and a series of modifications of the aircraft HARRIER GR.Mk.3. This aircraft is made according to the monoplane scheme with one Bristol-Sidpi Pegasus turbofan engine, with rotary nozzles mounted on the sides of the fuselage. Side unregulated air intakes. All four nozzles rotate synchronously with a maximum nozzle rotation angle of 98.5 degrees. The disadvantage of this technical solution with the location of the nozzles near the center of gravity of the aircraft is its instability in the modes of vertical lift, hovering and landing, as well as in the intermediate mode of transition from hovering to horizontal flight. Also known is a jet aircraft with a shortened or vertical take-off and landing, including the fuselage, wings with mechanization elements for changing the wing profile, jet engines, a control cabin, an integral control system, while jet engines are double-circuit with a degree of contour of more than 2 and are fixed on the fuselage or on the horizontal consoles of the fuselage, while the sections of the wings with the elements of mechanization to change the profile of the wing are located in the region of the high-speed free flow of a jet from engines of a turbofan engine with a degree of contour greater than 2, subject to the ratio of the volume of a high-speed incoming flow of a flowing jet from a nozzle of one or more engines of a turbofan engine with a degree of contour of more than 2, along the upper and lower surfaces of the wing with mechanization elements for changing the wing profile of an aircraft in the interval from 30%: 70% to 10%: 90%, while the exhaust part of the nozzle of one or several engines of the turbofan engine with a contour degree of more than 2 is located at a distance from the wing tip of at least ΔL = 3 × Cmax, where Cmax - m the maximum thickness of the wing in the vertical plane along the axis of the jet engine, while for the possibility of creating a stable total balanced power reactive moment relative to the center of gravity of the aircraft in the vertical lift, hover and landing mode, the resulting traction forces from single or groups of turbofan engines with a degree of contour greater than 2 are directed as in at least three directions. (RF patent N 2670357, author B. B. Suchentsev, publication October 22, 2018) adopted as a prototype. In the presented versions of this technical solution, in the take-off, hover and landing mode, wings are provided with mechanization elements located in the region of the incoming flow of the outflowing jet from the turbofan engines, while the shape of the wings has an annular outline in plan, a semicircular outline in plan and in the form of a rotary annular sectors. It should be noted that for the take-off, hovering and landing regimes, only a portion of the annular wings of no more than an annular sector with an angle of no more than 90 degrees is functionally used. in each of the three directions, in addition to this, the option of a rotary wing in the form of an annular sector interlocked with a rotary engine seems to be a difficult task because of the forces acting on the rotary mechanisms. The aim of this invention is to optimize the shape of the wings for the implementation of vertical take-off, hovering and landing. This goal is achieved by performing an aircraft with a shortened or vertical take-off and landing, including an integrated streamlined fuselage, wings with mechanization elements to change the aerodynamic characteristics of the wing, a power plant of one or more air-jet engines, a control cabin, an integral control system, while in the mode of vertical lifting, hovering and landing, a total balanced balance of lifting reactive moments created using the flow of sources is created of jet jets from air-jet engines directed to wing sections with mechanization elements, or created with the help of a flowing jet from nozzles of air-jet engines with a variable thrust vector, while for this purpose two bearing carriers are provided for creating lifting jet moments in at least two directions integral wing consoles with mechanization elements for changing the aerodynamic characteristics of the wing on both sides of the fuselage, consisting of the frontal section of the integral wing, the corner section and the tegral wing, the longitudinal lateral portion of the integral wing and the tail portion of the integral wing, while the connection of adjacent sections of the integral wing is made streamlined lekelno jointed, while the frontal section of the integral wing has a streamlined shape lekalno articulated with the surface of the fuselage, while the angular portion of the integral wing is made in plan either a rectilinear outline at an angle to the longitudinal axis of the fuselage, or in the form of an annular sector with an angle of the annular sector of 50 deg. up to 90 degrees. Or in the form of a sector of an annular polygon described or inscribed in an annular sector with an angle of 50 degrees. up to 90 degrees., while the longitudinal side section of the integral wing is made plan planically coinciding with the longitudinal axis of the fuselage, while the tail section of the integral wing is made in plan in the form of a straight or swept side carrier console lekally articulated with the fuselage body, while the corner and side sections , or only the lateral section of the integral wing is used in take-off, hover and landing mode to create lifting reactive moments relative to the center of gravity of the aircraft and are located in the region free flow of an outflowing jet from jet engines. The illustrative examples of this invention show the versions of aircraft with vertical take-off and landing:

на фиг. 1 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя с плоскими выходами соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и боковыми поворотными выходными соплами для осуществления обдува углового и продольного бокового участков интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от воздушно-реактивных двигателей направлены радиально в четырех боковых направлениях, при этом реактивная тяга от хвостовых сопел с изменяемым вектором тяги (ИВТ) может быть использованная для корректировки продольного уравновешивающего реактивного момента;in FIG. 1 - layout diagram of an airplane with a shortened or vertical take-off and landing in the plan in the vertical take-off, hover and landing mode, including a streamlined integrated fuselage, a control cabin, two mid-flight jet engines with flat outlets with variable thrust vectoring nozzles in the rear of the fuselage and lateral rotary outlet nozzles for blowing the angular and longitudinal lateral sections of integral wings with mechanization elements, while in vertical lifting mode, depending anija landing and the resulting tractive effort to create lift jet moments of jet engines are directed radially in four lateral directions, the jet thrust nozzles of the tail with a variable thrust vector (IVT) can be used for adjusting the longitudinal equilibration reluctance torque;

на фиг. 2 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 1 в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;in FIG. 2 is a layout diagram of an airplane with shortened or vertical take-off and landing in the plan of FIG. 1 in the transition mode from the hover mode in the horizontal flight mode;

на фиг. 3 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг.1 в режиме горизонтального крейсерского полета;in FIG. 3 is a layout diagram of an airplane with a shortened or vertical take-off and landing in the plan of FIG. 1 in the horizontal cruise flight mode;

на фиг. 4 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, включающего фюзеляж обтекаемой интегральной формы, кабину управления, два маршевых воздушно-реактивных двигателя с плоскими выходными соплами с изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа и два подъемных воздушно-реактивных двигателя боковыми поворотными выходными соплами для осуществления обдува углового и продольного бокового участков интегральных крыльев с элементами механизации, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки результирующие тяговые усилия по созданию подъемных реактивных моментов от подъемных воздушно-реактивных двигателей направлены радиально в четырех боковых направлениях, при этом реактивная тяга от хвостовых сопел маршевых воздушно-реактивных двигателей с ИВТ может быть использованная для корректировки продольного уравновешивающего реактивного момента;in FIG. 4 - a layout diagram of an airplane with a shortened or vertical take-off and landing in the plan in the vertical take-off, hover and landing mode, including a streamlined integrated fuselage, a control cabin, two mid-flight jet engines with flat output nozzles with a variable thrust vector in the rear of the fuselage and two lifting jet engines with lateral rotary output nozzles for blowing the angular and longitudinal lateral sections of integral wings with mechanization elements, at the same time, in the mode of vertical lifting, hovering and landing, the resulting traction efforts to create lifting reactive moments from the lifting air-jet engines are directed radially in four lateral directions, while the jet thrust from the tail nozzles of the main-propelled air-propelled engines with IWT can be used to adjust longitudinal balancing reactive moment;

на фиг. 5 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 4 в режиме перехода от режима зависания в режиму горизонтального полета;in FIG. 5 is a layout diagram of an airplane with shortened or vertical take-off and landing in the plan of FIG. 4 in the transition mode from the hover mode in the horizontal flight mode;

на фиг. 6 - компоновочная схема самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой в плане по фиг. 4 в режиме горизонтального крейсерского полета;in FIG. 6 is a layout diagram of an airplane with shortened or vertical take-off and landing in the plan of FIG. 4 in the horizontal cruise flight mode;

на фиг. 7 - сечение А 1.1 - А1.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, первый выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения вогнуто-выпуклого профиля, второй выдвигаемый подкрылок ассиметричного обтекаемого сечения двояко-выпуклого профиля, при этом в выдвинутом положении назад и вниз, находятся оба подкрылка под оптимальными углами атаки;in FIG. 7 - section A 1.1 - A1.1, shows a diagram of the blowing of the angular and longitudinal lateral sections of the integral wing of the aircraft with free-stream mechanization elements of the jet from the aircraft in take-off, hovering or landing mode, including the main wing profile, the first asymmetric retractable wing liner a streamlined section of a concave-convex profile, the second retractable wing liner of an asymmetric streamlined section of a biconvex profile, while in an extended position back and down, there are both underwing od optimal angles of attack;

на фиг. 8 - сечение А1.2 - А1.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 7 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;in FIG. 8 - section A1.2 - A1.2, shows a diagram of a combined profile of the angular and longitudinal lateral sections of the integral wing of the aircraft with the mechanization elements of FIG. 7 in cruise flight mode, while all the elements are in the folded position;

на фиг. 9 - сечение А2.1 - А2.1, показана схема обдува углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации набегающим потоком истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей в режиме взлета, зависания либо посадки, включающего основной профиль крыла, поворотный закрылок, выдвигаемый закрылок, при этом закрылки повернуты и выдвинуты под оптимальным углом атаки;in FIG. 9 - section A2.1 - A2.1, shows a diagram of the blowing of the angular and longitudinal lateral sections of the integral wing of the aircraft with free-stream mechanization elements from the jet engines in take-off, hovering or landing mode, including the main wing profile, a rotary flap, extendable flap, while the flaps are turned and extended at the optimal angle of attack;

на фиг. 10 - сечение А2.2 - А2.2, показана схема сборного профиля углового и продольного бокового участков интегрального крыла самолета с элементами механизации по фиг. 9 в режиме крейсерского полета, при этом все элементы находятся в сложенном положении;in FIG. 10 - section A2.2 - A2.2, shows a diagram of a combined profile of the angular and longitudinal lateral sections of the integral wing of the aircraft with the elements of mechanization of FIG. 9 in cruise flight mode, while all the elements are in the folded position;

на фиг. 11 - сечение В1.1 - В1.1 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла с ИВТ в режиме крейсерского полета;in FIG. 11 - section B1.1 - B1.1 for jet engines with gapless rotary planes of the nozzle with IWT in cruise flight mode;

на фиг. 12 - сечение В1.2 - В1.2 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми поворотными плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 12 - section B1.2 - B1.2 for jet engines with gapless rotary planes of the nozzle for changing the thrust vector in the mode of vertical takeoff, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing reactive moment + Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

на фиг. 13 - сечение В1.3 - В1.3 по воздушно-реактивным двигателям с безщелевыми плоскостями сопла для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 13 - section B1.3 - B1.3 for jet engines with gapless nozzle planes for changing the thrust vector in the mode of vertical take-off, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing reactive moment-Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

на фиг. 14 - сечение С1.1 - С1.1 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла с ИВТ со щелевыми промежутками в режиме крейсерского полета;in FIG. 14 - section C1.1 - C1.1 for jet engines with rotary planes of the nozzle with IWT with slotted gaps in cruise flight mode;

на фиг. 15 - сечение С1.2 - С1.2 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 15 - section C1.2 - C1.2 for jet engines with rotary planes of the nozzle with slot intervals for changing the thrust vector in the mode of vertical take-off, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing reactive moment + Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft ;

на фиг. 16 - сечение С1.3 - С1.3 по воздушно-реактивным двигателям с поворотными плоскостями сопла со щелевыми промежутками для изменения вектора тяги в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 16 - section C1.3 - C1.3 for jet engines with rotary planes of the nozzle with slit gaps for changing the thrust vector in the mode of vertical take-off, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing reactive moment -Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft ;

на фиг. 17 - сечение D1.1 - D1.1 по воздушно-реактивным двигателям с многошинными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;in FIG. 17 - section D1.1 - D1.1 for jet engines with multi-wing transformable wings located in the region of the outflowing jet of jet engines to change the thrust vector in cruise flight mode;

на фиг. 18 - сечение D1.2 - D1.2 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 18 is a section D1.2 - D1.2 for jet engines with multi-wing transformable wings located in the area of the outflowing jet of jet engines for changing the thrust vector, in the mode of vertical take-off, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing jet moment + Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

на фиг. 19 - сечение D1.3 - D1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 19 is a section D1.3 - D1.3 for jet engines with multi-wing transformable wings located in the region of the outflowing jet of jet engines to change the thrust vector, in the vertical take-off, hover and landing mode, to create a corrective longitudinal balancing jet moment -Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

на фиг. 20 - сечение E1.1 - Е1.1 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме крейсерского полета;in FIG. 20 is a cross-section E1.1 - E1.1 for jet engines with twin multi-wing transformable wings located in the region of the outflowing jet of jet engines to change the thrust vector in cruise flight mode;

на фиг. 21 - сечение Е1.2 - Е1.2 по воздушно-реактивным двигателям со спаренными многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента +Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 21 is a cross-section E1.2 - E1.2 for jet engines with twin multi-wing transformable wings located in the region of the outflowing jet of jet engines to change the thrust vector, in the vertical take-off, hover and landing mode, to create a corrective longitudinal balancing reactive moment + Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

на фиг. 22 - сечение Е1.3 - Е1.3 по воздушно-реактивным двигателям с многопланными трансформируемыми крыльями, располагаемыми в области истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей для изменения вектора тяги, в режиме вертикального взлета, зависания и посадки, для создания корректирующего продольного уравновешивающего реактивного момента -Mp^Z относительно центра тяжести летательного аппарата;in FIG. 22 is a cross-section E1.3 - E1.3 for air-jet engines with multi-wing transformable wings located in the region of the outflowing jet of air-jet engines to change the thrust vector, in the mode of vertical take-off, hovering and landing, to create a corrective longitudinal balancing jet moment -Mp ^Z relative to the center of gravity of the aircraft;

На представленных чертежах позициями обозначены:In the drawings, the positions indicated:

поз. 1 - фюзеляж обтекаемой интегральной формы;pos. 1 - fuselage streamlined integrated form;

поз. 2 - маршевый воздушно-реактивный двигатель;pos. 2 - mid-flight jet engine;

поз. 3 - подъемный воздушно-реактивный двигатель;pos. 3 - a lifting jet engine;

поз. 4 - плоское сопло с вертикальным изменяемым вектором тяги в хвостовой части фюзеляжа;pos. 4 - a flat nozzle with a vertically variable thrust vector in the rear of the fuselage;

поз. 5 - боковое поворотное сопло с изменяемым вектором тяги в горизонтальной плоскости;pos. 5 - lateral rotary nozzle with a variable thrust vector in the horizontal plane;

поз. 6 - боковой канал истекающей струи из маршевого воздушно-реактивного двигателя;pos. 6 - side channel of the outflowing jet from the mid-flight jet engine;

поз. 7 - боковой канал истекающей струи из подъемного воздушно-реактивного двигателя;pos. 7 - a lateral channel of an outflowing jet from a lifting jet engine;

поз. 8 - продольный центральный канал истекающей струи из маршевых воздушно-реактивных двигателей;pos. 8 - longitudinal central channel of the outflowing jet from mid-flight jet engines;

поз. 9 - лобовой участок интегрального крыла;pos. 9 - frontal section of the integral wing;

поз. 10 - угловой участок интегрального крыла;pos. 10 - corner section of the integral wing;

поз. 11 - продольный боковой участок интегрального крыла;pos. 11 is a longitudinal lateral section of the integral wing;

поз. 12 - хвостовой участок интегрального крыла;pos. 12 - tail section of the integral wing;

поз. 13 - горизонтальное цельноповоротное хвостовое оперение;pos. 13 - horizontal all-turning tail unit;

поз. 14 - вертикальное цельноповоротное хвостовое оперение;pos. 14 - vertical all-turning tail unit;

поз. 15 - основной профиль трансформируемого участка интегрального крыла;pos. 15 - the main profile of the transformable section of the integral wing;

поз. 16 - первый подкрылок трансформируемого участка интегрального крыла;pos. 16 - the first liner of the transformable section of the integral wing;

поз. 17 - второй подкрылок трансформируемого участка интегрального крыла;pos. 17 - the second fender of the transformable section of the integral wing;

поз. 18 - поворотный закрылок;pos. 18 - rotary flap;

поз. 19 - выдвигаемый закрылок;pos. 19 - extendable flap;

поз. 20 - сопло с изменяемым вектором тяги с безщелевыми поворотными плоскостями;pos. 20 - nozzle with a variable thrust vector with gapless rotary planes;

поз. 21 - сопло с изменяемым вектором тяги с поворотными плоскостями, располагаемыми со щелевыми промежутками;pos. 21 - nozzle with a variable thrust vector with pivoting planes arranged with gap spaces;

поз. 22 - сопло с изменяемым вектором тяги с многошинным трансформируемым крылом, располагаемым в области истекающей струи из воздушно-реактивного двигателя;pos. 22 - nozzle with a variable thrust vector with a multi-wing transformable wing located in the region of the outflowing jet from an air-jet engine;

поз. 23 - сопло с изменяемым вектором тяги со спаренным многошинным трансформируемым крылом, располагаемым в области истекающей струи из воздушно-реактивного двигателя;pos. 23 - nozzle with a variable thrust vector with a paired multi-tire transformable wing located in the region of the outflowing jet from an air-jet engine;

поз. 24 - кабина управления;pos. 24 - control cabin;

+Mp^Z - подъемный вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.+ Mp ^Z - lifting vertical reactive moment relative to the center of gravity of the aircraft.

-Mp^Z - корректирующий вертикальный реактивный момент относительно центра тяжести летательного аппарата.-Mp ^Z - corrective vertical reactive moment relative to the center of gravity of the aircraft.

Claims (1)

Самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой, включающий фюзеляж интегральной обтекаемой формы, крылья с элементами механизации для изменения аэродинамических характеристик крыла, силовую установку из одного либо более воздушно-реактивных двигателей, кабину управления, интегральную систему управления, при этом в режиме вертикального подъема, зависания и посадки создается суммарный уравновешенный баланс подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета, создаваемых при помощи потоков истекающих струй из воздушно-реактивных двигателей, направленных на участки крыльев с элементами механизации, либо создаваемых при помощи истекающей струи из сопел воздушно-реактивных двигателей с изменяемым вектором тяги, отличающийся тем, что для создания подъемных реактивных моментов, как минимум в двух направлениях, предусмотрены две несущие консоли крыльев интегральной формы по обе стороны фюзеляжа, состоящие из лобового участка интегрального крыла, углового участка интегрального крыла с элементами механизации, продольного бокового участка интегрального крыла с элементами механизации и хвостового участка интегрального крыла с элементами механизации, при этом соединения смежных участков интегрального крыла выполнены обтекаемыми, лекально сочлененными, при этом лобовой участок интегрального крыла имеет обтекаемую форму, лекально сочлененную с поверхностью фюзеляжа, при этом угловой участок интегрального крыла выполнен либо прямолинейного очертания в плане под углом к продольной оси фюзеляжа, либо в виде кольцевого сектора в плане с углом кольцевого сектора от 50 до 90°, либо в виде сектора кольцевого многоугольника в плане, описанного либо вписанного в кольцевой сектор с углом от 50 до 90°, при этом продольный боковой участок интегрального крыла выполнен прямолинейным в плане, по направлению совпадающий с продольной осью фюзеляжа, при этом хвостовой участок интегрального крыла выполнен в плане в виде прямой либо стреловидной боковой несущей консоли, лекально сочлененной с корпусом фюзеляжа, при этом угловой и боковой участки либо только боковой участок интегрального крыла используются в режиме взлета, зависания и посадки для создания подъемных реактивных моментов относительно центра тяжести самолета и располагаются в области набегающего потока истекающей струи из воздушно-реактивных двигателей.An airplane with a shortened or vertical take-off and landing, including an integrated streamlined fuselage, wings with mechanization elements to change the aerodynamic characteristics of the wing, a power plant of one or more air-jet engines, a control cabin, an integral control system, while in vertical lift mode, hovering and landing, a total balanced balance of lifting jet moments relative to the center of gravity of the aircraft, created using flows flowing out from jet engines aimed at wing sections with mechanization elements, or created with the help of an outflowing jet from nozzles of jet engines with a variable thrust vector, characterized in that for carrying out lifting jet moments in at least two directions, there are two load-bearing integral wing consoles on both sides of the fuselage, consisting of the frontal section of the integral wing, the corner section of the integral wing with mechanization elements, the longitudinal side section of the the integral wing with mechanization elements and the tail section of the integral wing with mechanization elements, while the connections of adjacent sections of the integral wing are streamlined, articulated, while the frontal section of the integrated wing has a streamlined shape, articulated with the surface of the fuselage, while the corner section of the integral wing is made either a rectilinear outline in plan at an angle to the longitudinal axis of the fuselage, or in the form of an annular sector in plan with an angle of the annular sector from 50 to 90 °, or in the form of a sector of an annular polygon in plan, described or inscribed in an annular sector with an angle from 50 to 90 °, while the longitudinal side section of the integral wing is made rectilinear in plan, in the direction coinciding with the longitudinal axis of the fuselage, while the tail section of the integral wing is made in plan in the form of a straight or swept side bearing console, articulated with the fuselage body, while the corner and side sections or only the side section of the integral wing are used in take-off mode, hovering landing and landing to create lifting jet moments relative to the center of gravity of the aircraft and are located in the region of the incoming flow of the outflowing jet of jet engines.

Images