Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ЭКРАНОПЛАН
ЭКРАНОПЛАН

ЭКРАНОПЛАН

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в авиации при проектировании экранопланов. Сущность изобретения: экраноплан содержит корпус в виде основного секционированного летающего крыла, внутренний объем которого разделен подвижной диафрагмой на верхний отсек для размещения газообразного топлива и нижний отсек для размещения воздуха, подогреваемого выхлопными газами маршевых двигателей, размещенных между основным крылом и дополнительным крылом, расположенным над основным крылом и снабженным закрылками. В нижней части основного крыла размещены грузо-пассажирские отсеки, снабженные носовыми и кормовыми рампами. Нижний отсек снабжен устройством для сброса воздуха под основное крыло и соплами для сброса воздуха за корму. 3 з. п. ф-лы, 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2060212
Класс(ы) патента: B64C39/10, B64B1/00
Номер заявки: 5051922/11
Дата подачи заявки: 13.07.1992
Дата публикации: 20.05.1996
Заявитель(и): Серков Анатолий Гаврилович
Автор(ы): Серков Анатолий Гаврилович
Патентообладатель(и): Серков Анатолий Гаврилович
Описание изобретения: Изобретение относится к конструкции летательных аппаратов (ЛА), в частности экранопланов высокой грузоподъемности.
Известны конструкции ЛА, приспособленных к полету вблизи поверхности воды или суши на высоте, равной 0,1 0,2 хорды крыла.
Наиболее известной из построенных и летающих является конструкция Х-112 Липпиша, выполненная по самолетной схеме. Самолетная схема предопределяет жесткую силовую конструкцию ЛА. Для больших размеров конструкция оказывается перетяжеленной. Сверхтяжелые экранопланы принципиально не могут быть жесткими, так как для снижения силовых нагрузок, например, изгибных на крупной волне, отдельные части ЛА должны перемещаться друг относительно друга, следуя за профилем волны, т.е. конструкция в лучшем случае должна быть полужесткой, шарнирной. Поэтому наиболее близким аналогом может быть экраноплан по схеме летающее крыло. Обладая большой площадью и хордой крыла, подобный ЛА может быть большой грузоподъемности и преодолевать более крупные препятствия по высоте (волны, деревья, постройки).
Недостаток всех экранопланов необходимость преодолевать горб кривой сопротивления, что требует установки специальных стартовых двигателей, которые, по сути, являются балластом при крейсерсом режиме полета.
Уменьшить мощность стартовых двигателей можно путем аэростатической разгрузки, когда корпус ЛА наполняют легким газом. В связи с этим уместно рассмотреть конструкции дирижаблей, которые используют аэростатическую подъемную силу как основную для осуществления полета. Для регулирования подъемной силы внутри газового объема дирижаблей часто помещают баллонеты для закачки холодного воздуха. Объем баллонетов может достигать 26-32% от объема всего корпуса.
В качестве несущего газа может применяться только горячий воздух (так называемый термодирижабль) или комбинация: горячий воздух для регулирования аэростатической силы, а основную силу создает несущий газ (полутермодирижабль) (Шашин В.М. Воздухоплавательна техника. Авиастроение. ВИНИТИ, 1984).
Независимо от того, являются ли рабочим газом горячий воздух, водород или гелий, они все являются балластом при горизонтальном полете, поскольку обладают достаточно большой массой (у дирижабля объемом 200000 м3, заполненного горячим воздухом с температурой 270оС, масса последнего составляет около 100 т).
Цель изобретения повышение весовой отдачи экраноплана.
Эта цель достигается путем исключения балластной массы (отсутствие стартовых двигателей) и замены балластной массы воздуха или несущего газа внутри корпуса газообразным топливом, масса которого всегда присутствует на ЛА. В экраноплане, содержащем корпус в виде секционированного летающего крыла, внутренний объем которого служит для размещения газообразного топлива и воздуха, дополнительное крыло с закрылками, размещенное над основным крылом, маршевые двигатели, установленные между основным и дополнительным крыльями, грузо-пассажирские помещения, размещенные в нижней части основного крыла и снабженные носовыми и кормовыми рампами, внутренний объем основного крыла разделен подвижной диафрагмой на верхний отсек для размещения газообразного топлива и нижний отсек для размещения воздуха, подогреваемого выхлопными газами маршевых двигателей. Нижний отсек снабжен устройством для сброса воздуха под основное крыло и реактивными соплами для сброса воздуха в корму, а также гибким трубопроводом для подвода выхлопных газов маршевых двигателей в воздушный объем отсека. Нижняя часть грузовых помещений выполнена в виде надувных емкостей, выступающих за нижнюю кромку основного крыла и соединенных трубопроводами с отсеком для размещения воздуха.
На фиг. 1 изображен экраноплан, продольный разрез; на фиг.2 сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 продольный разрез, вариант.
Экраноплан содержит основное 1 и установленное над ним дополнительное 2 крылья. Внутренний объем основного крыла 1 разделен продольной подвижной диафрагмой 3 на два отсека: верхний 4, заполняемым газообразным топливом, и нижний 5, заполняемый газовоздушной смесью через гибкие газопроводы 6 с регулируемой заслонкой 7. Нижний отсек 5 снабжен соплами 8 для сброса газовоздушной смеси под крыло 1 и реактивными соплами 9 для сброса смеси в кормовой части. Диафрагма 3 раскреплена упругими тягами 10 с компенсаторами своей длины и по периметру снабжена гибкими уплотнениями 11. В нижней отсеке 5 продольно размещены грузовые отсеки 12 и рубка 13, сообщенные между собой и с зоной обслуживания маршевых двигателей 14, а также верхней площадкой крыла 2 переходами 15. Двигатели 14 установлены на передней части корпуса между крыльями 1 и 2 с выпуском газов на уровне высоты руля 16 высоты и частично в зоне руля 17 направлениях.
Грузовые отсеки 12 снабжены носовой и кормовой рампами 18, причем кормовая рампа 18 может выполнять роль закрылка крыла 1 при взлете, для чего снабжается опорным элементом, например колесом. Нижняя часть грузовых отсеков 12 надувная и выполняет роль поплавка-шасси 19 и снабжена опорной лыжей 20. Внутренний объем поплавка 19 сообщен трубопроводом с соответствующей арматурой 21 с нижним объемом крыла 5. Элементы 22 обшивки крыла 1 между собой и между отсеками 12 и 13 соединяются через шарниры 23. На последние замыкаются и тяги 10. Верхний 4 и нижний 5 отсеки крыла 1 могут секционироваться, преимущественно, вдоль грузовых отсеков упругими перегородками 24, которые конструктивно могут быть выполнены и в поперечном направлении крыла 1 (фиг.3).
Конструкция работает следующим образом.
Перед полетом верхний отсек 4 крыла 1 заполняют газообразным топливом. При использовании природного газа объем заполняемого газа соответствует примерно половине объема всего крыла 1, так как диафрагма 3 занимает среднее положение. Нижний отсек 5 при запуске двигателей 14 через гибкие трубопроводы 6 заполняется смесью холодного воздуха и выхлопных газов. По мере повышения давления в отсеке 5 диафрагма 3 давит на природный газ в верхнем отсеке 4 и сжимает его. Предельное давление сжатия ограничивается прочностью корпуса. Температура и объем поступающего воздуха регулируется положением заслонки 7 и закрылка 25 крыла 2.
При использовании в качестве горючего газа с удельным весом меньше единицы, например метана, объем заполняемого газами отсека 4 может быть увеличен ограничением является объем воздуха в отсеке 5, необходимый для старта.
Возникновение аэростатической силы у расширившегося природного газа объясняется тем, что при закачке воздуха и горячих выхлопных газов в нижний отсек 5 перед стартом природный газ успевает нагреться через диафрагму 3, если последняя выполнена из материала с высокой теплопроводностью, например из алюминиевого листа.
При наличии горячей диафрагмы возможно использовать жидкое топливо, испаряющееся на диафрагме.
Для создания дополнительного поступательного движения при старте (и в полете) часть воздуха из отсека 5 может сбрасываться через сопла 9.
После заполнения внутреннего объема крыла 1 экраноплан готов к полету. Для осуществления последнего кормовая рампа 18 находится в откинутом положении, обеспечивая при разгоне поступление встречного потока воздуха под нижнюю канализированную надувным шасси 19 часть крыла 1. Быстрый сброс газовоздушной смеси из отсека 5 через сопла 8 (запорно-регулировочные устройства не показаны) под днище создает кратковременную воздушную подушку под крылом 1, параллельно разгружая последнее от избыточного веса закачанной ранее смеси. После этого в крыле 1 создается малое избыточное давление газовоздушной смеси и топлива, при котором возникает дополнительная аэростатическая сила.
В полете отклонением закрылка 25 крыла 2 струи газов двигателей 14 можно направить на верхнюю образующую крыла 1, осуществляя ее обдув, что увеличивает подъемную силу. Обдув регулирующих поверхностей хвостового опереения улучшает управляемость ЛА при малых скоростях полета и перемещениях на грунте или воде, позволяет при старте задавать определенный угол атаки.
Посадка экраноплана может быть осуществлена в режиме обычного самолета или с созданием воздушной подушки. В последнем случае перед посадкой нижний отсек 5 заполняется газовоздушной смесью с избыточным давлением и перед посадкой смесь сбрасывается под крыло 1, кормовая рампа 18 при этом откидывается. Секционирование объема крыла 1 улучшает надежность работы ЛА при разгерметизации, способствует и унификации при развороте в серию.
Наличие упругих тяг 10 и шарниров 23 делает ЛА более эластичным при воздействии внешних нагрузок (вертикальные порывы ветра, волнение моря, т.п.). гашению колебаний способствует диафрагма 3, работающая в этом случае как демпфер.
Возникающие деформации поверхности профиля и наличие подогрева изнутри обеспечивают надежную защиту об обледенения.
В качестве якорной загрузки может быть использована закачка холодного воздуха повышенного давления во внутенний объем крыла 1 или воды в поплавки-шасси 19.
Экономически и технически целесообразны экранопланы больших размерений, выполняющие функции воздушных лихтаровозов или сверхтяжелых гидросамолетов в качестве летающих авианосцев.
Заявляемая конструкция экраноплана предпочтительна (развитые грузовые отсеки 12 и верхняя площадка крыла 2, достаточная упругость конструкции, постоянство аэростатической силы по мере выработки газообразного топлива, малая посадочная скорость, т.д.).
Формула изобретения: 1. Экраноплан, содержащий корпус в виде основного секционированного летающего крыла, внутренний объем которого служит для размещения газообразного топлива и воздуха, дополнительное крыло с закрылками, размещенное над основным крылом, маршевые двигатели, размещенные между основным и дополнительным крыльями, грузопассажирские отсеки, размещенные в нижней части основного крыла и снабженные носовыми и кормовыми рампами, отличающийся тем, что внутренний объем основного крыла разделен подвижной диафрагмой на верхний отсек для размещения газообразного топлива и нижний отсек для размещения воздуха, подогреваемого выхлопными газами маршевых двигателей.
2. Экраноплан по п.1, отличающийся тем, что нижний отсек снабжен устройством для сброса воздуха под основное крыло и соплами для сброса воздуха за корму.
3. Экраноплан по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний отсек снабжен гибкими газопроводами для подвода выхлопных газов двигателей в нижний объем отсека.
4. Экраноплан по одному из пп.1 3, отличающийся тем, что нижняя часть грузового отсека выполнена в виде надувной емкости, выступающей за нижнюю кромку основного крыла и соединенной трубопроводами с отсеком для размещения воздуха.