RU10681U1 - Скоростной малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета и посадки - Google Patents

Abstract

1. Скоростной малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий обтекаемый корпус, выполненный в виде создающего подъемную силу аэродинамического профиля, внутри корпуса расположены комфортабельный салон с экипажем, двигатель с системой питания, системы управления и стабилизации аппарата в полете, подъемный вентилятор, соединенный с двигателем посредством привода и расположенный во внутреннем кольцевом канале корпуса летательного аппарата, отличающийся тем, что канал выполнен в форме несимметричного кольцевого радиально-осевого диффузора с криволинейными образующими, со средним углом поворота потока, заключенным в диапазоне 10 - 90, предпочтительнее 20 - 60и со степенью расширения 1 - 3, предпочтительнее 1,2 - 1,5.2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в задней части канал имеет горизонтальные ответвления, направленные параллельно продольной оси летательного аппарата от вентилятора наружу корпуса аппарата.3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что аппарат дополнительно содержит движители горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и соединенные с двигателем посредством трансмиссионных валов.4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что аппарат содержит двигатели горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и приводящих в действие подъемный вентилятор посредством привода на стадии вертикального полета.5. Аппарат по пп.1 - 4, отличающийся тем, что длина аппарата 3 - 6 м, предпочтительное 4 - 6 м, ширина аппарата 1,8 - 4 м, предпочтительнее 2 - 3 м, высота аппарата 1 - 2 м, предпочтительнее 1,5 м.6. Аппарат по пп.1 - 4, отличающийся

Description

Скоростной малогабаритный летательный апнарат вертнка1льиого взлета и носадки.

Полезная модель относится к транспортным средствам, в частности к летательным аннаратам вертикального взлета и посадки и может быть использована при создании скоростного транснорта.

Известен вертолет (Юрьев Б.Н. - Аэродинамический расчет вертолетов. - М.: Оборонгиз, 1956) - летательный аппарат вертикального взлета и носадки, содержащий фюзеляж для размещения грузов и экипажа, пустотелую хвостовую балку, на конне которой расположен винт комненсации реактивного момента, силовой агрегат, трансмиссию, систему управления нолетом, шасси, хвостовое онерение, несущий винт, соединенный с силовым агрегатом носредством трансмиссионньгк валов через редуктор и расноложенный снаружи корпуса летательного аппарата.

Основным недостатком вертолета как ргадивидуального средства передвижения но городу являются большие габариты открыто расположенных несущих винтов, создающие угрозу для окружающих построек и людей.

Известен дисколет (патент СССР № 1838180, В 64 С 29/00, 1990) летательный анпарат вертикального взлета и посадки, содержащий два соосно вращаюшдхся от одного привода в противоположных направлениях несущих винта, расположенньгк концентрично внутри корнуса, имеющего внешнюю кольцевую форму, выполнепную в виде создающего подъемную силу кольцевого крыла, корнус имеет управляемые воздухозаборники с ламелями, установленными в зоне выхода струи от несущих винтов с возможностью изменения угла установки, складывающиеся шасси, отличающийся тем, что кабина размещена в центре корнуса в зоне его центра масс, привод установлен в отсеке кабины, несущие винты расположены по внешнюю сторону кабины до кольцевой внешней части в зоне воздухопроводов, разделенных на сектора посредством проходящих радиально балок, соединяющих корпус с кольцевой частью.

Недостатками данного аппарата являются его относительно большие габариты, невысокая скорость передвил ени:я, а также неудобство размещения кабины пилота.

Наиболее близким к заявляемому является летательный аппарат вертикального взлета и носадки (патент СССР № 1833332, В 64 С 29/00, 1993; патент РФ № 2089458, В 64 С 29/00, 1997), содержащий верхнее и нижнее кольцевые крылья, корпус, грузовой отсек, в котором размещены силовая установка с вентилятором, установленном в центральном канале, образованном кольцевыми крыльями, отличающийся тем, что с целью новышеМКИ: В 64 С 27/20 В 64 С 29/00

ния весовой отдачи и уменьшения аэродинамического сонротивления верхняя нлоскость корнуса ориентирована во входящем, а нижняя в нисходящем воздушном потоке, нри этом в передней и хвостовых частях корпус и грузовой отсек объединены воедино с образованием обтекаемого аэродинамического профиля, а в хвостовой части в разрыве корпуса установлено маршевое сопло.

Недостатками этого аппарата являются большие габариты, высокая потребная мощность двигателя и, соответственно, расход топлива.

Целью полезной модели является создание высокоскоростного экономичного малогабаритного летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки, предназначенного преимущественно для передвижения в крупных, сильно населенньгх городах.

Поставленная цель достигается тем, что скоростной малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержаищй обтекаемый корпус, вынолненный в виде создающего подъемную силу аэродинамического профиля, внутри корпуса расположены комфортабельный салон с экипажем, двигатель с системой питания, системы управления и стабилизации аппарата в полете, подъемный вентилятор, соединенный с двигателем посредством привода и расположенный во внутреннем кольцевом канале корпуса летательного аппарата, отличающийся тем, что канал выполнен в форме несимметричного кольцевого радиально-осевого диффузора с криволинейными образующими, со средним углом поворота потока заключепным в диапазоне от 10 до 90 градусов, предпочтительнее 20 - 60° и со степенью расширения, заключенной в диапазопе от 1 до 3, предпочтительнее 1,2-1,5.

Кроме того в задней части канал имеет горизонтальные ответвления, направленные параллельно продольной оси летательного аппарата от вентилятора наружу корпуса аппарата.

Кроме того, аппарат дополнительно содержит движители горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и соединенные с двигателем носредством трансмиссионньгх валов.

Кроме того, аппарат содержит двигатели горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и приводящие в действие подъемпый вентилятор посредством привода на стадии вертикального полета

Кроме того, длина аппарата заключена в диапазоне от 3 до 6 м, предпочтительнее 4 - 6 м; ширина аппарата заключена в диапазоне от 1,8 до 4 м, предпочтительнее 2 - 3 м; высота аппарата заключена в диапазоне от 1 до 2 м, предпочтительнее 1,5м.

Кроме того, мощность двигателя аппарата заключена в диапазоне от 150 до 300 кВт, предпочтительнее 200 - 250 кВт.

Применение расширяющегося канала с поворотом потока позволяет увеличить эффективность подъемной системы, тугеньшить габариты аппарата и применить закрыто расположенные несущие винты, что делает летательный аппарат безопасным при перемещении по городу. При указанных оптимальных параметрах летательный аппарат имеет расход топлива сравнимый с расходом топлива автомобилей при движении по городу, скорость 200 - 300 км/час и стоимость дорогого автомобиля.

Летательный аппарат с данной совокупностью признаков не обнаружен. Результат, полученный у дашюго аппарата не достигается у известных.

Изобретение поясняется чертежами.

Па фиг. 1,2,3 показан общий вид скоростного летательного аппарата; фиг.1 - вид сбоку, фиг.2 - вид спереди, фиг.З - вид сверху. Па фиг.4,5,6 показана конструкция аппарата со скоростью передвижения до 200 км/ч; фиг.4 - вид сбоку, фиг. 5 - вид спереди, фиг.6 - вид сверху. Па фиг.7,8,9 показана конструкция аппарата со скоростью передвижения в 200-300 км/ч; фиг.7 - вид сбоку, фиг.8 - вид спереди, фиг.9 - вид сверху. Па фиг. 10,11 приведен аналогичный трехместный вариант конструкции; фиг. 10 - вид сверху, фиг.11 - вид спереди.

Па фиг. 12,13 показапа копструкция аппарата со скоростью передвижения свыше 300 км/ч; фиг. 12 - вид сверху, фиг. 13 - вид спереди.

В таблицах 1,2,3 приведены технические характеристики скоростных малогабаритных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки в зависимости от класса.

Таблица 1 - параметры ЛА со скоростью до 200 км/ч (1 класс). Таблица 2 - параметры ЛА со скоростью 200 - 300 км/ч (2 класс). Таблица 3 - параметры ЛА со скоростью свыще 300 км/ч (3 класс).

Летательный аппарат содержит корпус 1 в котором размещен комфортабельный салон 2 с экипажем. Во внутреннем канале 3 корпуса расположено центральное тело 4, имеющее вид конуса с криволинейной образующей. Подъемный вентилятор 5, соединен с двигателем 6 через трансмиссию 7 в варианте с механическим приводом, либо приводится в действие посредством устройства отклопения газового потока 8 и соплового аппарата 9 в варианте с газовым приводом. За вентилятором установлен спрямляющий аппарат 10. В задней части канал может иметь ответвления 11, направленные параллельно продольной оси от вентилятора наружу. В вьгходном сечении канала могут быть устаповленьт поворотные лопатки 12 (ламели). Снаружи корпуса аппарата расположено внешнее оперение 13 (кили, крыловые профили). В верхней части центрального тела симметрии расположен отсек парашюта безопаспости 14. Летательный аппарат может

содержать движители горизонтального полета 15, воздух в которые поступает через воздухозаборники 16. Во избежание попадания под лонасти вентилятора частей человеческого тела, посторонних предметов и т.п. во входном сечении расположено защитное ограждение 17 - редкая сетка специального профиля, имеющая низкие входные потери. Аппарат также может содержать гибкие выдвижные диафрагмы 18, закрывающие входные и выходные отверстия во время горизонтального полета на больших скоростях.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Подъемная сила тяги F двигателя непрямой реакции на месте (при нулевой скорости полета) за вычетом небольщих сил трения, действующих со стороны потока на стенки, равна

F Gu2-Gui+ (р„ - p}dS

где G pBUiSi PBU2S2 - расход воздуха через двигатель (движитель);

РВ- плотность воздуха (,2 кг/м);

111 и U2 - усредненные вертикальные компоненты скорости потока на входе

и на выходе;

Si и 82- площади входного и выходного сечений;

(Ро - P)dS -интеграл по замкнутой поверхности, охватывающей двигатель;

Ро- атмосферное давление;

р - давление на поверхности интегрирования.

Очень часто, однако, тягу дврггателя на месте рассчитывают по формуле

то есть по так называемой тяге, определенной по внутренним параметрам, ошибочно полагая, что входной импульс Gui всегда компенсируется силами разряжения (р - p}dS, действующими на аппарат. На основе этого

предлагаются различные аппараты вертикального взлета и посадки, реальная тяга которых оказывается в несколько раз меньше, чем рассчитанная теоретически по внутренним параметрам. В частности это относится к ЛА с подъемными движителями (винты, вентиляторы, винтовентиляторы) без входньгх коков или с неправильной входной геометрией канала. В результате изобретения оказываются либо не работоспособными, либо имеющими плохие характеристики.

Для того чтобы реальная сила тяги соответствовала формуле , должны выполняться некоторые условия, а конструкция аппарата удовлетворять определенным требованиям. В частности таковыми являются конструкции с радиальным забором воздуха. В случае чисто радиального забора нет вертикальной компоненты входной скорости, входной импульс

направлен по радиусу п . Силы разряжепия компенсируют друг друга, ((). В итоге единственной силой, действующей на аппарат,

является сила реакции Gu2. При несколько наклонном заборе и наличии входной поверхности силы разряжения нрактически комненсируют входной имнулъс и тяга близка к Gu2.

Для создания тяги необходима мощность двигателя

Р Си2 /2г|-рв82и2 2г1 где Р - мощность двигателя;

г| - суммарный энергетртческий КПД устройства, нреобразующего механическую энергию двигателя в кинетическую энергию воздушного потока. При заданной тяге потребная мощность двигателя

(2л(рв82) )

то есть уменьшается с ростом площади выходного сечения, а эффективность системы движителя

k F/P-2л/U2 2rl(pвS2/F)

увеличивается как при увеличении нлощади S2, так и при уменьшении заданной тяги двигателя, то есть веса аппарата. Поскольку вес аппарата пропорционален кубу линейных размеров, а нлощадь квадрату, то эффективность движителя растет с уменьшением габаритов. В результате оказывается возможным создание, относительно легких, малоразмерных, высокоскоростных и относительно экономичных летательных анпаратов индивидуального назначения (на 2-3 человека) с закрытым расположением несущих винтов, достаточно простых в техпическом отношении, и относительно дешевых. Конструкции с закрыто расположенными винтами безонасны и аппараты можно использовать для передвижения по городу.

Па фиг. 1,2,3 изображен общий вид скоростного малогабаритного летательного аппарата. Габариты аппарата (с оперением): длина 3-6 м, предпочтительнее 4-5 м; ширипа 1,8-4 м, предпочтительнее 2-3 м; высота 1-2 м, предпочтительнее 1,5 м. Габариты корпуса: длина 4-5 м, ширина 2-3 м, высота 1,1-1,3 м. Габариты корпуса определяют максимальную выходную площадь. Масса аппарата 500 - 2000 кг, предпочтительнее 700 - 1200 кг. Мощность силовой установки на уровне 220 - 250 кВт (300 - 350 л.с.). Возможны сверхскоростные варианты с авиационными двигателями суммарной мощностью свыше 300 кВт (400 л.с. и более).

Пиже малогабаритные ЛА условно делятся на следующие 3 класса.

1.Аппараты с низкой скоростью нередвижения (до 200 км/час).

Па фиг.4,5,6 показана одна из возможньгх конструкций аппарата этого класса. В таблице 1 прртведены его технические характеристики.

2.Аппараты со средней скоростью передвижепия (200 - 300 км/час). Па фиг.7,8,9 показана одна из возможных конструкций аппарата этого класса. В таблице 2 приведены его технические характеристики. Па фиг. 10,11 показан трехместный вариант с двумя винтовентиляторами.

3. Аппараты с высокой скоростью передвижения (более 300 км/час). На фиг. 12,13 показана одна из возможных конструкций аппарата этого класса. В таблице 3 приведены его технические характеристики.

Принадлежность ЛА к тому или иному классу определяется в основном его конструкцией.

Корпус аппарата выполнен по аэродинамической схеме «толстое крыло с оперением, при движешщ аппарата возникает подъемная сила. Максимальное аэродинамическое качество аппарата на уровне 3 - 3,5. Конструкция корпуса представляет собой несущей металлический каркас, на котором крепятся обтекаемые панели из авиационных пластмасс (пластиков) и композитов. Корпус легкий, поскольку является по существу полой конструкцией - более 70% всего объема занимают воздуховоды внутреннего канала и воздухозаборников.

Канал вынолнен в форме несимметричного кольцевого радиальноосевого диффузора с углом поворотом потока на 10 - 90 градусов, предпочтительнее на 20 - 60° и стененью расширения n S2/Si, заключенной в диапазоне от 1 до 3, предпочтительнее 1,2 - 2,5. Экспериментальные исследования показывают, что оптимальный угол поворота потока не равен в точности 90°. С увеличением угла (приближением его к 90°) сила тяги движителя приближается к Guo, однако при этом растут потери, связанные с кривизной канала. При уменьшении угла потери уменьшаются, однако действительная сила тяги становится меньше Gu2- Оптимальный угол является комнромиссом между указанными процессами, сильно зависит от входной геометрии и геометрии канала и составляет ориентировочно 20 60°. При этом необходимо, чтобы локальная ширина входных боковин а в радиальном направлении составляла не менее 0,2 - 0,3 локального радиуса R внутреннего канала (см. фиг.8 и 11). При малых углах поворота необходимая толщина боковин увеличивается до 0,4 - 0,5 R. Увеличивается и радиус скругления верхних входньгс кромок г2 . При малых углах поворота канала в случае если a/R«l (,05) реальная сила тяги почти вдвое меньше тяги, определенной по внутренним параметрам (F Gu2/2). Входной геометрии и геометрии канала следует уделять особое внимание. В противном случае при неправильном их профилировании сильно падает КПД нодъемной системы.

Радиальный воздухозаборник занимает более 80% периметра, ометаемого лопастями вентилятора. Диаметр вентилятора составляет 1,8 - 2,4 м; нериметр около 6 м; входная площадь диффузора 2-4 выходная

площадь диффузора 4 - 6 м , максимально возможная 7 - 10 м в зависимости от габаритов корнуса ЛА. Форма выходного сечения (пунктир на фиг.6 и 9) - нечто среднее между эллинсом и прямоугольником со скругленными краями. Проходное сечение в нлоскости лопастей также эллиптическое. Такую форму канал нриобретает при оптимизации использования свободной нлощади дна аппарата. При малых углах поворота канала входная площадь больше проходной, последняя определяет и ограничивает входную площадь диффузора. Возможна и классическая тороидальная геометрия.

Размер канала вдоль продольной оси аппарата несколько больше диаметра вентилятора, а проходная площадь больше ометаемой. Воздух в пространство между лопастями и стенками канала поступает за счет эжеции, а вся подъемная система работает как эжекторно-диффузорный увеличитель непрямой реактивной тяги.

Лопасти вентилятора имеют специальное кручение, такое что скорость потока несколько увеличивается от центра к периферии, в результате в выходном сечении канала нолучается поток с более равномерным распределением скоростей.

Подъемная сила сложным образом распределяется между центральным телом, лопастями вентилятора и входной поверхностью. Центробежные силы, действующие на центральное тело в среднем компенсированы разряжением. Центр тяжести аппарата всегда лежит ниже центра приложения равнодействующей подъемных сил. В полете аппарат гиростабилизирован. Силы разряжения, приложенные по переферии входной поверхности корпуса придают аппарату дополнительн Ю устойчивость.

Суммарный КПД подъемной системы равен

где г|вх- КПД входного устройства;

Т1в- КПД вентилятора в рабочей точке;

Т1д - КПД диффузора;

Т1ф - величина, связанная с коэффициентом формы.

Входные потери определяются потерями на защитном ограждении и входных кромках и относительно невелики Г1вх 0,95.

КПД высокопроизводительного высокоэффективного вентилятора в рабочей точке г|в 0,85.

Наибольшие нотери связаны с диффузором.

где - коэффициент потерь полного давлепия. В состав потерь входят потери давления при повороте потока, его расширении и трении о стенки канала. Для радиальноосевого диффузора с нлавными обводами и п 1,5 - 2 величина С, порядка 0,2 - 0,3 (т|д 80%). Следует особо отметрггь, что при неправильном профилировании канала диффузорные потери могут сильно возрасти (( 0,5 - 0,8 и даже более), поэтому геометрии диффузора следует уделять особо тщательное внимание. Среди эффективных методов снижения потерь отметим применение разделительных ребер или несквозных канавок на вогнутых стенках канала, отсос пограничного слоя, установку лопаток и разделение канала перегородками (фиг.8).

Г1 Г1вхЛвПдЛф

(1+0

Всякое отклонение выходного поля скоростей от равномерного вызывает некоторое увеличение нотребной мощности при заданной тяге. Это отражается дополнительным коэффициентом г|ф, зависящим от коэффициента формы, то есть от степени неоднородности потока по скоростям. В приведенньгх конструкциях величина Г|ф составляет 0,9 - 0,95.

Полагая ,95, ,85, ,8, и ,93 получим суммарный КПД ,6. Эксперименты дают г) 0,5 - 0,7 в зависимости от геометрии. Для аппарата массой в 800 кг, выходной площадью м, при эффективности ,6 потребная мощность равна 220 кВт (300 л.с.).

При выборе оптимальных параметров следует максимизировать

комплекс П/(82) в котором т} в общем случае падает с ростом 82. Например одинаковую тягу имеют подъемные системы со следующими параметрами: , ,6, и , ,657, ,66. Меньшие габариты естественно предпочтительнее.

Эффективность подъемной системы малогабаритньгх ЛА 3-4 кг/кВт, нагрузки на единицу выходной площади 100-250 кг/м. Для сравнения укажем параметры вертолетов: эффективность от 4-5 кг/кВт для военных вертолетов огневой поддержки до 7-8 кг/кВт для сверхлегких; нагрузки на единицу площади ометаемой несущими винтами от 10-20 кг/м для сверхлегких до 500-700 кг/м для штурмовых.

Скорость летательного аппарата V оценивается по формуле

где Г1п - полетный КПД двигательной системы; с - коэффициент аэродинамического сопротивления; 8о - площадь лобового сопротивления;

Полетный КПД зависит от скорости движения аппарата и меняется от нуля до максимального значения rinmaxС учетом индуктивного сопротивления аэродинамический коэффициент имеет величину порядка 0,3 - 0,4. При ,5 м, ,35, кВт и г|птах 0,8, скорость М/С (250 км/час). Крупные современные города уже имеют диаметр свыше 40 км. Аппарат со скоростью перемещения в 200 - 250 км/час нересекает такой город за 10 минут.

Двигатели аппаратов - любые из существующих, начиная от иоршневых и кончая реактивными. Целесообразность использования того или иного типа двигателя определяется конструкцией и принадлежностью ЛА к тому или иному классу.

Примеры конкретного исполнения.

Пример 1. На фиг.4,5,6 показана конструкция ЛА 1-го класса. Скорость аппаратов до 200 км/час; размеры корпуса 4-4,5/2-3/1,2 м; масса до 800 кг; мощность двигателя до 220 кВт; аэродинамическое качество 1-3;

ЛпР с8орвУ 2

ориентировочная стоимость 30 000 - 40 000 US $. В таблице 1 приведены параметры конкретного аппарата. ЛА 1-го класса наиболее просты в техническом отношении и самые дешевые.

Конструкция аппарата выполнена по одновекторной схеме, для вертикального и горизонтального полета используется один движитель.

Летательный аппарат содержит корпус 1 в котором размещен комфортабельный салон 2 с экипажем. Во внутреннем канале 3 корпуса расположено центральное тело 4, имеющее вид конуса с криволинейной образующей. Двигатель 6 через трансмиссию 7 приводит во вращение подъемный вентилятор 5, за которым установлены лопатки 10 спрямляющего аппарата. Для ЛА 1-го класса наиболее подходящими являются поршневые двигатели. В задней части канал имеет ответвления 11, направленные наружу. В вьгходной плоскости установлены поворотные лопатки диффузорного профиля 12. При работающем вентиляторе лопатки обдуваются воздушным потоком и стабилизируют аппарат в полете. Аппарат может иметь оперение 13. Парашют безопасности расположен в верхнем отсеке 14 центрального тела. Аппарат также имеет защитную сетку 17 (показана на фиг.7 и 9) и нижнюю выдвижную диафрагму 18, способную перекрывать выходное отверстие диффузора.

Вблизи поверхности земли подъемная тяга выше как на режимах взлета и висения (эффект воздуш1юй подушки), так и при горизонтальном полете (эффект экрапа). В результате оказывается возможным подъем аппарата с несколько большим весом, и его горизонтальный старт на воздушной подушке (так называемый низкий старт). Эффективная высота воздушной подушки порядка 1/10 меньшего размера аппарата (ширины) и для указанньгх ЛА составляет около 20 см. На ее создание требуется 50 80% номинальной мощности двигателя, остальная расходуется на ускорение аппарата. По мере разгона происходит перераспределение мощностей. При создании воздушной подушки вентилятор работает на нагнетание.

Движение аппарата в горизонтальном направлении осуществляется либо по вертолетной схеме с помощью автомата перекоса, либо по реактивной, путем отклонения воздушной струи лопатками. При полном нерекрытии дна диффузора лопатками 12 или нижней диафрагмой 18 поток выходит в горизонтальном направлении через каналы 11, образующие маршевые сопла. При этом вентилятор также работает на нагнетание. При низком старте корпусу ЛА выгодно иметь аэродинамический профиль экраноплана. Разворот аппарата в горизонтальной плоскости осушествляется поворотом лопаток спрямляющего аппарата 10.

Основным недостатком одновекторной схемы ЛА является невысокий максимальный нолетный КПД ( 40-50 %), что связано с большими потерями во внутренних каналах. Этот недостаток в значительной степени устраняется в двухвекторных схемах.

Пример 2. На фиг.7,8,9 показана конструкция ЛА 2 класса. Скорость аппаратов 200 - 300 км/час; размеры корпуса 4,2-4,8/2-3/1,2 м; масса 800 кг; мощность двигателя 220-250 кВт; аэродинамическое качество 2,5-3; ориентировочная стоимость 40 000 - 50 000 US $. В таблице 2 приведены параметры конкретного аппарата. На фиг. 10,11 представлена другая модификация - трехместный вариант с винтовентиляторами противоположного вращения и средним углом поворота потока 40°. ЛА 2-го класса средние по сложности и стоимости. Самые экономичные (расход топлива на уровне расхода топлива автомобилей при движении по городу). Наиболее оптимальный вариант ЛА.

Конструкция выполнена по двухвекторной схеме с одним двигателем. На режимах вертикального подъема и горизонтального полета используются разные движители 5, 15 от одного силового агрегата 6. В качестве движителей горизонтального полета используются высокоэффективные (,85-0,87) винтовентиляторы 15, соединенные с основным двигателем 6 посредством трартсмисионных валов 7. В состав передаточнораспределительной системы 7 включены также редуктора, вариатор и механизмы сценления. Последние позволяют плавно подключить винтовентиляторы к работающему на основную нагрузку (вентилятор 5) двигателю, при переходе из режима вертикального взлета в режим горизоьггального полета. Диаметр винтовентиляторов 50 - 70 см.

В полете управление осуществляется с помощью аэродинамических рулей 13. Нри движении аппарата на больщих скоростях для создания подъемной силы корпусом, а также для уменьщения аэродинамического сопротивления входные и выходные отверстия перекрываются гибкими выдвижными диафрагмами 18 (тентом). Диафрагмы сделаны из тонких металлических листов, либо PI3 других материалов. В нерабочем состоянии диафрагмы свернуты в рулоны. Нижняя расположена в переднем отсеке, боковые - в верхней части центрального тела. Но мере увеличения скорости диафрагмы разворачиваются. В развернутом положении боковые опираются на сетчатое ограждение 17, нижняя - на продольные реи. Для ЛА со скоростью передвижения до 150 км/час диафрагмы не требуются.

Для обеспечения гиростабилизации во время горизонтального полета вентилятор не отключается полностью, а вращается в замкнутом объеме на холостом ходу, для чего достаточно 5 - 10% номинальной мощности двигателя. Нри открытии диафрагм вращающийся на холостом ход} вентилятор сразу вступает в работу.

Наиболее подходящими двигателями для ЛА 2-го класса являются газотурбинные. ГТД допускают форсирование, то есть увеличение мощности двигателя в некоторое число раз, называемое коэффициентом форсирования. Рабочий коэффициент форсажа 1,2 и допускает многократные повторения без значительного износа двигателя, максимальный 1,4. К примеру вертолетный турбовальный двигатель, имеющий номинальную

мощность 300 кВт на максимально продолжительном режиме имеет мощность 400 кВт на максимально чрезвычайном. Форсирование двигателя необходимо для обеспечения приемлемой скоростной приемистости аппарата, требующей взлетной тяговооруженности (отношение подъемной тяги к весу аппарата) на уровне 1,1 - 1,2, для чего достаточно форсирование до 1,2 - 1,3 номинальных мощностей.

Расход топлива у летательного аппарата выше чем расход топлива у легковых автомобилей на экономичном режиме, то есть при безостановочном движении с оптимальной скоростью по трассе (5-10 кг/100 км), и сравним с их уровнем расхода нри движении по городу (15-20 кг/100 км).

Применительно для аппарата, указанного в таблице 2 приведем некоторые параметры подъемной системы: диаметр вентилятора 2,2 м; окружная скорость лопастей 200 - 240 м/с;

fy«

ометаемая площадь ,4 м ; входная площадь ,2 м ;

проходная площадь м (скругленный прямоугольник 2,2x2,5);

эжекторная площадь ,6

вьгходная площадь ,2 м (скруглепный нрямоугольник 2,2x2,8);

мопщость двигателя кВт; подъемный КПД ,65;

тяга двигателя на месте кП; расход воздуха кг/сек;

скорость потока на входе м/с; на выходе м/с;

давление реактивной струи на грунт Па ( 0,75кг/дм).

Пример 3. Па фиг. 12,13 показана конструкция ЛА 3-го (высшего) класса. Скорость аппаратов более 300 км/час; размеры корпуса 4,5-5/22,5/1,1 м; масса свыше 1 т; мощность двигателей более 300 кВт; качество 3-3,5; стоимость 60 000 - 100 000 U8 $. В таблице 3 приведены параметры конкретного аппарата. Самый скоростной, но в то же время самый дорогой, технически сложный и неэкономичный .ПА.

При замене механических винтовентиляторов на два авиационных воздушно-реактивных двигателя летательный аппарат превращается в малоразмерное сверхскоростное транспортное средство. Вентилятор приводится во вращение либо механртческим приводом, либо газовым. В последнем случае на стадии подъема двигатели 15 работают в режиме газогенераторов. С помощью устройства отклонения газового потока 8 рабочая смесь подается на соплов то систему 9 или стандартную «улитку, и далее на лопатки подъемного турбовентилятора 5. КПД газового привода меньше механического из-за потерь в отклоняющих устройствах и рабочих частях лопаток турбовентилятора.

При взлете мощность двигателя кратковременно форсируется. ВРД допускают значительный форсаж путем сжигапия дополнительного количества топлива. Паиболее подходящими двртгателями для ЛА 3-го класса являются малогабаритные двухконтурные турбовинтовые и, возможно, турбореактивные.

Приведены точные технические характеристики западногерманского

авиационного радиального дизеля ZOCHE ZO 02А.

Указан нолный вес двигателя, включающий пневматический стартер,

генератор, гидравлический регулятор, турбокомпрессор, нагнетатель,

Коэффициент форсирования 1,2.

Два малогабаритных воздушно-реактивных двигателя номинальной

мощностью 200 кВт каждый и массой 100 - 150 кг каждый.

Коэффициент форсирования 1,3 Механический нривод нодъемного вентилятора.

Claims (8)

1. Скоростной малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий обтекаемый корпус, выполненный в виде создающего подъемную силу аэродинамического профиля, внутри корпуса расположены комфортабельный салон с экипажем, двигатель с системой питания, системы управления и стабилизации аппарата в полете, подъемный вентилятор, соединенный с двигателем посредством привода и расположенный во внутреннем кольцевом канале корпуса летательного аппарата, отличающийся тем, что канал выполнен в форме несимметричного кольцевого радиально-осевого диффузора с криволинейными образующими, со средним углом поворота потока, заключенным в диапазоне 10 - 90^o, предпочтительнее 20 - 60^o и со степенью расширения 1 - 3, предпочтительнее 1,2 - 1,5.

2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в задней части канал имеет горизонтальные ответвления, направленные параллельно продольной оси летательного аппарата от вентилятора наружу корпуса аппарата.

3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что аппарат дополнительно содержит движители горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и соединенные с двигателем посредством трансмиссионных валов.

4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что аппарат содержит двигатели горизонтального полета, установленные снаружи канала в корпусе летательного аппарата и приводящих в действие подъемный вентилятор посредством привода на стадии вертикального полета.

5. Аппарат по пп.1 - 4, отличающийся тем, что длина аппарата 3 - 6 м, предпочтительное 4 - 6 м, ширина аппарата 1,8 - 4 м, предпочтительнее 2 - 3 м, высота аппарата 1 - 2 м, предпочтительнее 1,5 м.

6. Аппарат по пп.1 - 4, отличающийся тем, что масса аппарата 500 - 2000 кг, предпочтительнее 700 - 1200 кг.

7. Аппарат по пп.1 - 3, отличающийся тем, что мощность двигателя аппарата 150 - 300 кВт, предпочтительнее 200 - 250 кВт.

8. Аппарат по п.4, отличающийся тем, что мощность двигателей аппарата 300 кВт.