Летательный аппарат

(73) Патентообладатели Кузнецов Владимир Васильевич, Сычик Василий Андреевич(57) 1. Летательный аппарат, включающий корпус-фюзеляж, силовую установку, вал отбора мощности, аэродинамические лопасти и систему управления, отличающийся тем, что корпус-фюзеляж выполнен в форме усеченного конуса, к большему основанию которого посредством направляющих жестко присоединено несущее крыло, а вдоль образующей корпуса-фюзеляжа смонтированы аэродинамические лопасти верхнего и нижнего ряда с возможностью вращения относительно корпуса-фюзеляжа в противоположных направлениях. 2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что продольная ось аэродинамической лопасти наклонена к образующей корпуса-фюзеляжа под острым углом, при этом вокруг корпуса-фюзеляжа дополнительно установлены обода, между которыми смонтированы аэродинамические лопасти, причем обода связаны посредством валов отбора мощности с силовой установкой. Фиг. 1 Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в качестве многофункционального летательного аппарата. 4538 1 Известен летательный аппарат - вертолет 1, который содержит фюзеляж, несущие винты, кабину управления полетом, бортовое оборудование, хвостовую часть с дополнительной кабиной, соединенную с корпусом вертолета. Такой летательный аппарат обладает сложной конструкцией, недостаточной высокой маневренностью, грузоподъемностью, скоростью и исключена планирующая посадка в случае аварии привода винта. Также известен летательный аппарат 2, конструктивно включающий корпус-фюзеляж с прикрепленным к нему левым и правым несущими винтами, установленными на горизонтальной оси, бортовое оборудование, элероны. Винты связаны между собой соединительным устройством, предотвращающим различие в их вращении. Такой летательный аппарат также обладает сложной конструкцией, недостаточно высокой скоростью, грузоподъемностью и исключена планирующая посадка в случае аварии привода винта. Прототипом предлагаемого изобретения является летательный аппарат 3, который содержит корпусфюзеляж, кабину с ротором, двигатель, ротор с поворотными на прикрепленных к нему продольных валах лопастями, опорную раму и ротор противомомента. Ротор содержит несущее кольцо, закрепленное по периметру кабины на наружной обшивке. Недостатками устройства-прототипа являются малая грузоподъемность, обусловленная невысокой эффективностью конструкции невысокие летно-аэродинамические характеристики, обусловленные сложностью конструкции и ее несовершенством невозможность планирующей посадки в режиме ротации в момент аварии привода винта или силовой установки и в случае потери одной или всех лопастей. Техническим результатом изобретения является улучшение летно-технических характеристик, увеличение грузоподъемности, обеспечение планирующей посадки при аварии силовой установки, механизмов привода. Поставленная задача достигается тем, что у летательного аппарата, содержащего корпус-фюзеляж, силовую установку, вал отбора мощности, аэродинамические лопасти и систему управления, корпус-фюзеляж выполнен в форме усеченного конуса, к большому основанию которого посредством направляющих жестко присоединено несущее крыло, а вдоль образующей корпуса-фюзеляжа смонтированы аэродинамические лопасти верхнего и нижнего ряда с возможностью вращения относительно корпуса-фюзеляжа в противоположных направлениях. Продольная ось аэродинамической лопасти наклонена к образующей корпусафюзеляжа под острым углом, при этом вокруг корпуса-фюзеляжа дополнительно установлены обода, между которыми смонтированы аэродинамические лопасти, причем обода связаны посредством валов отбора мощности с силовой установкой. Сущность изобретения поясняет чертеж, где на фиг. 1 изображен главный вид летательного аппарата (в разрезе), а на фиг. 2 - его общий вид. Летательный аппарат состоит из корпуса-фюзеляжа, выполненного в форме усеченного конуса и включающего наружную конусную поверхность 1 и внутреннюю цилиндрическую поверхность - шлюз 2 с проемом. Корпус-фюзеляж 1 летательного аппарата жестко связан посредством направляющих потока воздуха 3 с перекрытием корпуса и несущим крылом 4. На нижней поверхности несущего крыла 4 по всему периметру его кромки размещен отражатель воздуха 20, а в центре нижней поверхности крыла жестко закреплен конус 5. В проеме конуса 5 может размещаться парашют. Несущее крыло 4 способствует устойчивости горизонтального уровня и является базовым элементом летательного аппарата для планируемой его посадки. Несущее крыло 4 и отражатель 20 удерживают поток воздуха, образуемый аэродинамическими лопастями 18 и 19. Проход циркулирующей уплотненной массы воздуха через шлюз 2 к нижней плоскости крыла 4 усиливает разность давления в сравнении с верхней плоскостью крыла 4, что также улучшает аэродинамические свойства летательного аппарата. Шлюз 2 имеет вход в салон 7 и доступ к механизмам силовой установки 9. В верхней цилиндрической части - шлюза 2 установлен полый шарнир 21 в сферической обойме 22. При наклоне шарнира 21 (верхняя площадь конуса 5 является ограничительным упором для полого шарнира) регулируется поток воздуха в заданном направлении. Корпус летательного аппарата разделен перекрытиями 6 на грузо-пассажирский салон 7 с кабиной для пилотов и отсек 8, где размещены силовые установки и агрегаты жизнеобеспечения летательного аппарата. В верхнем перекрытии 6 салона размещается аварийный люк, а в нижнем перекрытии 6 - доступ к силовым установкам 9. На наружной конической части корпуса-фюзеляжа закреплены лопасти 10 с механизмом поперечного наклона и постоянным углом атаки к противоположным аэродинамическим лопастям 18 и 19 вращения верхнего и нижнего ряда. Лопасти 10 с механизмом поперечного наклона обеспечивают движение, управление и маневрирование летательного аппарата. Аэродинамические лопасти 18 и 19 с постоянным углом атаки от 5 до 35 и определенным углом радиуса крутки, обеспечивающим подъемную силу, жестко закреплены в ободах 15, 16, 17 верхнего и нижнего ряда. Между средними рядами ободов 16 на их плоскости в зацеплении с протекторной или зубчатой передачей при односторонних оборотах вала 12 создается разностороннее движение аэродинамических лопастей 18, 19. Через передаточные валы 11, 12 и 13 отбора мощности от силовой установки 9 и редуктор происходит передача энергии на верхний и нижний ободы 15 и 17. Аэродинамические лопасти 18 верхнего ряда и лопасти 19 2 4538 1 нижнего ряда имеют углы наклона в направлении воздушного потока вниз по направлению конусной поверхности 1 корпуса летательного аппарата, причем аэродинамические лопасти 18 верхнего ряда имеют встречное направление вращения относительно аэродинамических лопастей 19 нижнего ряда. Лопасти 10 с механизмом поперечного наклона на конусной поверхности 1 корпуса-фюзеляжа ориентированы под углом встречной атаки относительно аэродинамических лопастей 18, 19 верхнего и нижнего ряда. Вращение аэродинамических лопастей 18 верхнего ряда и лопастей 19 нижнего ряда создают аэродинамическую нагрузку на лопасти 10 с противоположным углом атаки, что формирует подъемную силу для перемещения тяжеловесных грузов. Конусная конструкция 1 корпуса-фюзеляжа летательного аппарата за счет получения от лопастей более высоких давлений, чем на верхней площади несущего крыла 4, способствует поддержанию высокой плотности воздушной массы, что также обуславливает увеличение подъемной силы летательного аппарата. Уплотненная воздушная масса через шлюз 2 корпуса-фюзеляжа создает давление на нижнюю поверхность несущего крыла 4 и избыточная разность давлений направляется отражателем 20 на аэродинамические лопасти 18 верхнего ряда летательного аппарата. С целью сохранения плотности воздушного потока закрываются отражателем 20 по всеми диаметру обода 16 с наружной стороны второго и третьего ряда. Отражатель 20 установлен с углом направления потока воздуха на лопасти 18, 19 верхнего и нижнего ряда, что позволяет повысить подъемную силу и маневренность летательного аппарата. При снятии мощности от силовой установки 9 с помощью механизма кинематической передачи приводные валы 11, 12, 13 приводятся во вращение. Причем средний вал с зубчатой передачей или протекторным покрытием находится между вторым и третьим ободом 16, вращением в заданном направлении обеспечивает противоположное направление вращения аэродинамических лопастей 18, 19. Верхние и нижние обода 15,17, связанные аэродинамическими лопастями 18, 19, через приводные валы 11, 13 и редуктор вращаются в заданном направлении с синхронной скоростью. Встречное вращение аэродинамических лопастей верхнего ряда 18 и аэродинамических лопастей 19 нижнего ряда обеспечивает пересечение их плоскостей противоположного угла атаки, что создает подъемную силу. В результате летательный аппарат отрывается от земли и подымается в воздух. Лопасти 10 верхнего и нижнего ряда оснащены механизмом поперечного наклона. При наклоне лопастей 10 верхнего ряда правого борта и лопастей 10 нижнего ряда левого противоположного борта формируется заданное направление летательного аппарата. Изменяя одновременно поперечный наклон лопастей 10нижнего и верхнего ряда противоположных бортов летательного аппарата, можно выдерживать заданное направление пилотирования. При изменении поперечного угла наклона лопастей 10 левого и правого борта верхнего и нижнего ряда регулируется направление движения летательного аппарата,его скорость и подъемная сила. При изменении наклона корпуса-фюзеляжа шарнир 21 также наклоняется. Жидкость находящаяся в полости бортов шарнира 21 переливается, наклоняясь в сторону крена. В результате шарнир 21 своими бортиками перекрывает конус 5, чем обеспечивает приток воздуха на аэродинамические лопасти 18 вращения верхнего ряда и аэродинамические лопасти 19 нижнего ряда, тем самым выравнивает положение летательного аппарата. При выходе из строя силовой установки 9 или привода вращения лопастей, конусная поверхность 1 корпуса-фюзеляжа, отражатель корпуса 20, лопасти 10, аэродинамические лопасти 18, 19 и несущее крыло 4 оказывают сильное сопротивление воздушной среде и не позволяют летательному аппарату кувыркаться вокруг своей оси, то есть обеспечивают его планирование с возможностью мягкой посадки. Для этой цели также используется парашют, размещенный в проеме конуса 5. Создан лабораторный макет летательного аппарата по представленной на фигуре конструкции, который,как показали результаты расчета и лабораторных испытаний, обладает следующими техническими параметрами скорость горизонтального полета - не ниже 360 км/ч, возможность безаварийной планирующей посадки летательного аппарата даже в отсутствии спецпарашюта. Лабораторный образец летательного аппарата прошел испытания в аэродинамической трубе и показал высокие летно-технические свойства. Промышленное освоение предлагаемого летательного аппарата возможно на предприятиях авиакосмической промышленности. Источники информации 1. А.с. СССР 1163802, МПК В 64 С 27/04. 2. Патент США 5067688, МПК В 64 С 27/22. 3. Патент ФРГ 3830309, МПК В 64 С 27/06. Национальный центр интеллектуальной собственности. 220072, г. Минск, проспект Ф. Скорины, 66.