RU110362U1

RU110362U1 - THICK WING BORDER LAYER CONTROL DEVICE

Info

Publication number: RU110362U1
Application number: RU2011121470/11U
Authority: RU
Inventors: Виктор Антонович Коноваленко; Сергей Иванович Марков
Priority date: 2011-05-27
Filing date: 2011-05-27
Publication date: 2011-11-20

Abstract

Устройство управления пограничным слоем толстого крыла, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства, имеющего форму толстого крыла, выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в верхней части канала, в который направлен обтекающий корпус воздушный поток, ускоряемый тяговыми движителями, размещенными в кормовой части канала для противодействия встречному положительному градиенту давления, отличающееся тем, что оси вращения тяговых движителей расположены вертикально, причем количество движетелей четное с попарно-противоположным направлением вращения. A control device for the boundary layer of a thick wing, containing a channel formed by the upper surface of the vehicle body having the shape of a thick wing, vertical anti-induction shields protruding above it, located along the lateral edges of the specified surface, and a system of connecting wing liners in the upper part of the channel into which the flow is directed body air flow accelerated by traction propulsors located in the aft of the channel to counter the oncoming positive gradient pressure, characterized in that the propulsion thrust axis of rotation positioned vertically, and the number Movement even with pairwise opposite direction of rotation.

Description

Полезная модель относится к области транспортного машиностроения, в частности, к автомобилестроению и катеростроению.The utility model relates to the field of transport engineering, in particular, to the automotive and boat industries.

При обтекании потоком воздуха профиля крыла на его верхней поверхности в кормовой части реализуется течение со встречным по отношению к потоку градиентом давления, который препятствует движению воздуха в области пограничного слоя, где скорости относительно малы. Результатом такого воздействия может быть отрыв потока от поверхности в кормовой части крыла и, как следствие, значительное увеличение аэродинамического сопротивления профиля крыла при снижении подъемной силы.When air flows around the wing profile on its upper surface in the stern, a flow is realized with a pressure gradient opposite to the flow, which prevents air from moving in the region of the boundary layer, where the velocities are relatively small. The result of this effect can be a separation of the flow from the surface in the aft of the wing and, as a result, a significant increase in the aerodynamic drag of the wing profile with a decrease in lift.

Для улучшения аэродинамических характеристик профиля крыла, при обтекании которого градиент давления в потоке вызывает в кормовой части крыла отрыв потока от поверхности, повышают скорость воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Одним из известных способов предотвращения срыва обтекания, является отсос воздуха из пограничного слоя.To improve the aerodynamic characteristics of the wing profile, during the flow of which the pressure gradient in the stream causes the flow to separate from the surface in the stern of the wing, the speed of the air flowing around the upper surface of the wing is increased. One of the known methods for preventing stall flow is suction of air from the boundary layer.

Для отсоса воздуха из пограничного слоя с верхней обтекаемой поверхности крыла последнюю выполняют перфорированной, используя отверстия и щели различных форм. При этом перфорированную поверхность сообщают с камерой разрежения, размещенной внутри крыла под его обтекаемой поверхностью. Такое конструктивное решение позволяет осуществить необходимый отбор массы из приповерхностной области пограничного слоя, и тем самым улучшить условия обтекания профиля крыла.For air suction from the boundary layer from the upper streamlined wing surface, the latter is perforated using holes and slots of various shapes. In this case, the perforated surface is communicated with a rarefaction chamber located inside the wing under its streamlined surface. Such a constructive solution allows the necessary selection of mass from the near-surface region of the boundary layer, and thereby improve the flow around the wing profile.

Известно работающее по данному принципу устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде ряда вихревых камер, расположенных под обтекаемой поверхностью, с отверстиями, размещенными на указанной поверхности поперек к внешнему потоку (патент US №4671474). Вихревое движение внутри камер поддерживается за счет гидродинамического взаимодействия вихревого движения в камерах с внешним течением в зоне отверстий. При этом скорость внешнего потока в приповерхностной области возрастает, что приводит к безотрывному обтеканию профиля. Однако, это устройство имеет ряд недостатков, основными из которых являются: сложность конструкции, высокий уровень сопротивления профиля крыла и большие энергозатраты на отсос вихревого потока. Сложность конструкции состоит в большом количестве вихревых камер и камер отбора воздуха. Большие энергозатраты на отсос потока объясняются большим сопротивлением магистралей, соединяющих вихревые камеры с источником низкого давления. Кроме того, при малых скоростях внешнего потока и небольших значениях встречного градиента давления энергосистема работает в неэкономичном режиме, так как она, настроенная на максимальные значения скоростей потока и градиентов давления, осуществляет отсос больше необходимого, что приводит к излишним энергозатратам.It is known that a boundary layer control device operating according to this principle is made in the form of a series of vortex chambers located under a streamlined surface with openings placed on the indicated surface transverse to the external flow (US patent No. 4671474). The vortex motion inside the chambers is supported by the hydrodynamic interaction of the vortex motion in the chambers with an external flow in the area of the holes. In this case, the velocity of the external flow in the near-surface region increases, which leads to a continuous flow around the profile. However, this device has several disadvantages, the main of which are: the complexity of the design, the high level of resistance of the wing profile and the high energy consumption for the suction of the vortex flow. The complexity of the design consists in a large number of vortex chambers and air sampling chambers. The high energy consumption for the flow suction is explained by the high resistance of the lines connecting the vortex chambers to a low pressure source. In addition, at low external flow velocities and small values of the oncoming pressure gradient, the power system operates in an uneconomical mode, since it, tuned to the maximum values of flow velocities and pressure gradients, sucks more than necessary, which leads to excessive energy consumption.

Известно устройство управления пограничным слоем, примененное в конструкции летательного аппарата (ЛА), выполненного в виде тела толстого аэродинамического профиля. Указанное устройство представляет собой ряд щелевых канавок, выполненных на обтекаемой поверхности тела, размещенных перпендикулярно потоку и соединенных с источником низкого давления (патент ФРГ 1273338). Недостатками этого устройства являются повышенные энергетические затраты, обусловленные большим перепадом давления, который преодолевается приповерхностным потоком, так как отсос воздуха производится в местах обтекаемой поверхности, где давление минимальное, а вдув - в местах, где давление максимальное. Большие энергозатраты не позволяют получить высокое аэродинамическое качество ЛА.A device for controlling the boundary layer used in the design of an aircraft (LA), made in the form of a body of a thick aerodynamic profile. The specified device is a series of slotted grooves made on the streamlined surface of the body, placed perpendicular to the flow and connected to a low pressure source (German patent 1273338). The disadvantages of this device are increased energy costs due to the large pressure drop, which is overcome by the surface flow, since the air is sucked out in places of a streamlined surface, where the pressure is minimum, and blowing in places where the pressure is maximum. Large energy costs do not allow to obtain high aerodynamic quality of the aircraft.

Известно также работающее по вышеописанному принципу устройство управления пограничным слоем, которое обеспечивает безотрывное обтекание поверхности крыла при меньших энергозатратах (патент РФ №2015942). Устройство содержит несколько, размещенных друг за другом, вихревых камер, выполненных в виде полостей в верхней поверхности кормовой части крыла и сообщенных с источником низкого давления. В каждой вихревой камере установлено обтекаемое тело, образующее с внутренними стенками вихревой камеры кольцевой вихревой канал. Вихревые камеры каналами соединены с единым газодинамическим трактом, сообщенным с источником низкого давления. Наличие обтекаемого тела в полости вихревой камеры позволяет за счет естественного градиента давления получить циркуляционный режим течения, обеспечивающий безотрывное обтекание потоком верхней поверхности крыла при малых уровнях отсоса, и тем самым снизить энергозатраты в несколько раз по сравнению с решением, описанным в патенте ФРГ №1273338. Однако в данном техническом решении, как и в вышеописанных, управление пограничным слоем осуществляется путем отсоса воздуха, при этом энергозатраты на отсос достаточно велики. Это обусловлено тем, что для отсоса воздуха из пограничного слоя используется специальное устройство, требующее дополнительных энергозатрат.A border layer control device operating according to the above-described principle is also known, which provides continuous flow around the wing surface at lower power consumption (RF patent No. 20155942). The device contains several vortex chambers arranged one after another, made in the form of cavities in the upper surface of the aft wing and communicated with a low pressure source. A streamlined body is installed in each vortex chamber, forming an annular vortex channel with the inner walls of the vortex chamber. The vortex chambers are connected by channels to a single gas-dynamic path in communication with a low-pressure source. The presence of a streamlined body in the cavity of the vortex chamber allows, due to the natural pressure gradient, to obtain a circulating flow regime that provides continuous flow around the upper surface of the wing at low suction levels, and thereby reduce energy consumption by several times compared with the solution described in the Federal Republic of Germany patent No. 1273338. However, in this technical solution, as in the above, the boundary layer is controlled by air suction, while the energy consumption for suction is quite large. This is due to the fact that for the suction of air from the boundary layer a special device is used that requires additional energy consumption.

Известен «Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации» (патент РФ №2157777, прототип). В этом изобретении запатентованы способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его осуществления, в которых повышение скорости воздуха в приповерхностной области верхней образующей профиля крыла и безотрывное обтекание верхней поверхности крыла происходит без дополнительных энергозатрат, и таким образом улучшена аэродинамика крыла при минимальных энергозатратах. Это достигается тем, что в способе управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля путем повышения скорости воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла, набегающий поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла, и ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале в кормовой части крыла, при этом равномерно, вдоль верхней образующей поверхности крыла, всасывают дополнительные потоки воздуха.The well-known "Method of controlling the boundary layer on the surface of a wing of a thick profile and a device for its implementation" (RF patent No. 2157777, prototype). This invention patented a method for controlling the boundary layer on the surface of a wing of a thick profile and a device for its implementation, in which an increase in air velocity in the surface region of the upper generatrix of the wing profile and continuous flow around the upper surface of the wing occurs without additional energy consumption, and thus the wing aerodynamics is improved with minimal energy consumption. This is achieved by the fact that in the method of controlling the boundary layer on the wing surface of a thick profile by increasing the speed of the air flowing around the upper surface of the wing, the incoming flow is directed into the channel formed on the upper surface of the wing and accelerated by the traction engine of the aircraft installed in the channel in the aft part the wings, while uniformly along the upper forming surface of the wing, suck in additional air flows.

Благодаря установке на задней кромке крыла по меньшей мере одного основного тягового двигателя ЛА в кормовой части крыла, на его верхней поверхности, устраняется встречный градиент давления. Таким образом, для улучшения аэродинамики крыла используется энергия, расходуемая на всасывание воздуха в двигатель, и нужный эффект достигается за счет целесообразного использования входного воздушного потока тягового двигателя. Такое использование тяговых двигателей, создающих горизонтальную тягу ЛА, не приводит к дополнительным энергозатратам на улучшение аэродинамических характеристик крыла. Для реализации предлагаемого в патенте РФ №2157777 способа, устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля содержит канал, образованный верхней поверхностью крыла, выступающими над ней вертикальными щитами, расположенными по боковым кромкам крыла, и соединяющей щиты системой надкрылков, при этом каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля. Щиты закреплены на боковых стенках крыла. В канале, в кормовой части крыла, установлен по меньшей мере один тяговый двигатель ЛА. В случае установки в кормовой части крыла нескольких тяговых двигателей, их располагают вдоль задней кромки крыла. В результате над верхней поверхностью крыла образуется канал, в который направляют входной поток, набегающий на верхнюю поверхность крылаBy installing at least one main aircraft traction engine at the rear edge of the wing in the aft part of the wing, on its upper surface, the counter pressure gradient is eliminated. Thus, to improve the aerodynamics of the wing, the energy used to absorb air into the engine is used, and the desired effect is achieved due to the appropriate use of the air intake of the traction engine. Such use of traction engines creating horizontal traction of the aircraft does not lead to additional energy consumption for improving the aerodynamic characteristics of the wing. To implement the method proposed in the patent of the Russian Federation No. 2157777, the boundary layer control device on the wing surface of a thick profile contains a channel formed by the upper surface of the wing, vertical shields protruding above it, located on the side edges of the wing, and connecting the shields with a wing system, each wing liner has the shape of the wing of a thin profile. Shields are mounted on the side walls of the wing. In the channel, in the aft part of the wing, at least one traction engine of the aircraft is installed. If several traction engines are installed in the aft part of the wing, they are placed along the trailing edge of the wing. As a result, a channel is formed above the upper surface of the wing, into which an input stream is directed running onto the upper surface of the wing

Приведенный в патенте РФ №2157777 расчет, даже без учета кумулятивного эффекта надкрылков, показывает, что при скорости V₁=15 м/с и V₂=70 м/с подъемная сила крыла составит около 3000 Н на квадратный метр площади крыла при выходном сечении аэродинамического канала равным 1 кв.м. При мощности тяговых двигателей около 200 кВт (для площади горизонтальной проекции крыла 5 кв.м.) общая подъемная сила составит около 1,5 тонн. Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие F_т=1,3×70×1×(70-15)~5000 (Н). Такое тяговое усилие намного превосходит лобовое сопротивление аппарата на указанной в патенте скорости, а его уменьшение может привести к снижению самого эффекта, срыву потока и, как следствие, потере подъемной силы. Причина в том, что высота канала связана с его шириной (то есть шириной транспортного средства) простым соотношением:The calculation presented in the patent of the Russian Federation No. 2157777, even without taking into account the cumulative effect of the wing wings, shows that at a speed of V ₁ = 15 m / s and V ₂ = 70 m / s, the wing lift will be about 3000 N per square meter of wing area at the exit section aerodynamic channel equal to 1 sq.m. With a power of traction engines of about 200 kW (for a horizontal projection area of the wing of 5 square meters), the total lifting force will be about 1.5 tons. It is easy to see that in this case the system develops a horizontal traction force F _t = 1.3 × 70 × 1 × (70-15) ~ 5000 (N). Such a pulling force far exceeds the frontal resistance of the device at the speed indicated in the patent, and its decrease can lead to a decrease in the effect itself, a stall of the flow and, as a consequence, loss of lift. The reason is that the height of the channel is related to its width (i.e. the width of the vehicle) by a simple ratio:

h=L/n, где h - высота канала, L - ширина канала, n - количество тяговых движителей (тяговых винтов).h = L / n, where h is the height of the channel, L is the width of the channel, n is the number of traction propulsors (traction screws).

Увеличение числа движителей может уменьшить высоту канала, следовательно, уменьшить объем прокачиваемого воздуха, величину горизонтальной тяги и необходимую мощность. Однако, это существенно усложняет конструкцию, увеличивает вес тягового узла, а также дробит единый поток на отдельные струи, между которыми возможны срывы ламинарности с соответствующим падением подъемной силы.An increase in the number of propulsors can reduce the height of the channel, therefore, reduce the volume of pumped air, the amount of horizontal thrust and the required power. However, this significantly complicates the design, increases the weight of the traction unit, and also splits a single stream into separate jets, between which breakdowns of laminarity with a corresponding drop in lift are possible.

Технической задачей заявляемой полезной модели является уменьшение горизонтального тягового усилия, следовательно, мощности тяговых двигателей при сохранении подъемной силы транспортного средства.The technical task of the claimed utility model is to reduce horizontal traction, therefore, the power of traction engines while maintaining the lifting force of the vehicle.

В предлагаемой полезной модели это достигается поворотом осей вращения движителей из горизонтального в вертикальное положение. Задачу решает устройство управления пограничным слоем толстого крыла, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства, имеющего форму толстого крыла (далее корпус-крыло), выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в их верхней части. Канал, в который направлен обтекающий корпус-крыло воздушный поток, ускоряемый размещенными в кормовой части канала для противодействия встречному положительному градиенту давления тяговыми движителями, оси вращения которых, в отличие от прототипа, расположены вертикально, причем ускоряемый движителями воздушный поток, отражаясь от поверхности корпуса-крыла, выходит из канала в горизонтальной плоскости и отсекает зону пониженного давления в выходном воздушном потоке от зоны нормального давления под крылом.In the proposed utility model, this is achieved by turning the axis of rotation of the propulsors from horizontal to vertical. The problem is solved by the control device of the boundary layer of a thick wing, containing a channel formed by the upper surface of the vehicle body, having the shape of a thick wing (hereinafter referred to as the wing-wing), vertical anti-induction shields protruding above it, located along the lateral edges of the indicated surface, and a system of connecting wing liners their top. The channel into which the airflow flowing around the body-wing is accelerated, accelerated by the traction motors placed in the aft of the channel to counter the positive pressure gradient, the rotation axes of which, unlike the prototype, are vertically arranged, and the air stream accelerated by the movers, reflected from the surface of the body, wing, leaves the channel in a horizontal plane and cuts off the zone of reduced pressure in the outlet air stream from the zone of normal pressure under the wing.

На фиг.1 показаны фронтальная и горизонтальная проекции транспортного средства (далее ТС), где 1 - тяговые движители, 2 - боковые антииндуктивные щиты, 3 - надкрылки, 4 - корпус аппарата, выполненный в виде толстого крыла (далее - корпус-крыло). Щиты 2, установленные вертикально на боковых поверхностях корпуса-крыла вдоль потока обтекания, исключают индуктивные завихрения у боковых оконечностей корпуса-крыла. Надкрылки 3, установленные в верхней части щитов 2 и соединяющие их, направляют в канал дополнительные воздушные потоки, позволяя при изменении углов атаки надкрылков регулировать величину и точку приложения равнодействующей подъемной силы, а при отрицательном угле атаки, частично выводя воздушный поток из канала, доводить подъемную силу до нуля и до отрицательного значения. Каждый надкрылок 3 имеет форму симметричного крыла тонкого профиля. Расположение надкрылков 3 в конкретных решениях может быть уточнено в процессе конструирования с учетом параметров движителей 1 и профиля корпуса-крыла 4 таким образом, чтобы обеспечивать в полете равномерное распределение входного воздушного потока по поверхности корпуса-крыла 4. Изменение угла атаки отдельных надкрылков 3 обеспечивает смещение точки приложения равнодействующей подъемной силы, а при наземном движении - возможность срыва потока и обнуление подъемной силы.Figure 1 shows the frontal and horizontal projections of the vehicle (hereinafter referred to as the TS), where 1 is the traction drive, 2 is the side anti-inductive shields, 3 is the wing flaps, 4 is the body of the device, made in the form of a thick wing (hereinafter - the wing-wing). Shields 2 mounted vertically on the lateral surfaces of the wing-body along the flow stream exclude inductive turbulence at the lateral ends of the wing-body. The fenders 3, installed in the upper part of the shields 2 and connecting them, direct additional air currents into the channel, allowing, when changing the angle of attack of the fenders, to control the magnitude and point of application of the resultant lifting force, and when the angle of attack is negative, partially removing the air flow from the channel, to bring the lifting force to zero and to a negative value. Each wing liner 3 has the shape of a symmetrical wing of a thin profile. The location of the wing liners 3 in specific solutions can be clarified during the design process, taking into account the parameters of the propulsors 1 and the profile of the wing wing 4 in such a way as to ensure a uniform distribution of the incoming air flow over the surface of the wing wing body 4 in flight. Changing the angle of attack of the individual wing liners 3 provides a shift points of application of the resultant lifting force, and with ground movement - the possibility of stalling the flow and zeroing the lifting force.

Работа предлагаемой полезной модели во многом аналогична работе прототипа: установленные в кормовой части корпуса-крыла 4 тяговые движители 1 всасывают пограничный слой воздуха с верхней поверхности корпуса-крыла и ускоряют его. Однако, так как их оси вращения расположены вертикально, то нагнетаемый движителями воздушный поток направляется вниз, отражается от поверхности корпуса-крыла 4 и выходит из канала в горизонтальной плоскости, обеспечивая изоляцию зоны низкого давления от слоев воздуха, обтекающих корпус-крыло 4 снизу. Количество тяговых движителей 1 определяется конструктивными особенностями ТС, но оно должно быть четным с попарно противоположным направлением вращения для компенсации гироскопического эффекта. В выходной части канала располагаются воздушные вертикальные и горизонтальные рули (на рисунке не показаны). Там же могут быть расположены (в случае необходимости) и параллельные антииндукционным щитам 2 вертикальные направляющие, обеспечивающие равномерное распределение по ширине корпуса-крыла вытекающего из движителей воздушного потока, который и служит воздушной завесой, разделяющей зоны нормального и пониженного давления и предотвращающей срыв потока. При этом часть воздушного потока, протекающего в канале, может миновать движители 1, проходя над ними. Тем самым устраняется функциональная зависимость высоты канала от его ширины и количества и размеров движителей. Ниже приведен ориентировочный расчет для летающего ТС.The work of the proposed utility model is in many respects similar to the work of the prototype: traction motors 1 installed in the aft part of the wing-body 4 draw in the boundary layer of air from the upper surface of the wing-body and accelerate it. However, since their axis of rotation is vertical, the air flow pumped by the propellers is directed downward, reflected from the surface of the wing-body 4 and leaves the channel in a horizontal plane, providing isolation of the low-pressure zone from the layers of air flowing around the body-wing 4 from below. The number of traction propulsors 1 is determined by the structural features of the vehicle, but it should be even with pairwise opposite directions of rotation to compensate for the gyroscopic effect. In the output part of the channel there are air vertical and horizontal rudders (not shown in the figure). Vertical guides 2 parallel to anti-induction shields can also be located there, if necessary, to ensure uniform distribution of the air flow arising from the propulsors along the wing-body width, which serves as an air curtain separating the zones of normal and low pressure and preventing flow stall. In this case, part of the air flow flowing in the channel can pass the propulsors 1, passing above them. This eliminates the functional dependence of the height of the channel on its width and the number and size of propulsors. Below is an approximate calculation for a flying vehicle.

Исходные данные:Initial data:

Длина - 6 м, ширина - 2 м, высота в миделе корпуса (без учета надкрылков) - 1 м, крейсерская скорость - 50 м/с (180 км/час).Length - 6 m, width - 2 m, height in the middle of the hull (excluding wing slats) - 1 m, cruising speed - 50 m / s (180 km / h).

Расчет:Payment:

По закону Бернулли при несжимаемости воздушного потокаBernoulli law for incompressible airflow

SV=const; Р+ρV²/2=const;SV = const; P + ρV ^2/2 = const;

иначе говоря S₁V₁=S₂V₂; P₁+ρV₁ ²/2=Р₂+ρV₂ ²/2in other words, S ₁ V ₁ = S ₂ V ₂ ; P ₁ + ρV ² _1/2 = P ₂ + ρV ₂ ^2/2

отсюда ΔР=ρ(V₂ ²-V₁ ²)/2; N=ΔPV₂S₂ hence ΔP = ρ (V ₂ ² -V ₁ ² ) / 2; N = ΔPV ₂ S ₂

здесь: ρ - плотность воздуха, N - полезная мощность тяговых двигателей, Р - давление воздуха, V - скорость воздушного потока, S - сечение аэродинамического канала.here: ρ is the air density, N is the net power of the traction engines, P is the air pressure, V is the air flow velocity, S is the cross section of the aerodynamic channel.

Пусть V₂=90 м/с. При указанных ранее значениях начальной и конечной скоростей получаем для квадратного метра горизонтальной площади крыла подъемную силу ΔF/ΔS=ΔР=1,29(8100-2500)/2~3600 (Н/м²).Let V ₂ = 90 m / s. At the initial and final speeds indicated above, for a square meter of horizontal wing area, we obtain the lift force ΔF / ΔS = ΔР = 1.29 (8100-2500) / 2 ~ 3600 (N / m ² ).

Это означает, что при площади горизонтальной проекции крыла 12 м² общая подъемная сила составит около 4,33 тонн.This means that with a horizontal wing projection of 12 m ^{2, the} total lifting force will be about 4.33 tons.

Если сечение в миделе 2,0 м², коэффициент лобового сопротивления равен 0,5, тогдаIf the cross section in the midsection is 2.0 m ² , the drag coefficient is 0.5, then

F_лс=0,5ρV²S/2=0,5×1,29×2500×2,0/2~1600 (H)F _hp = 0.5ρV ² S / 2 = 0.5 × 1.29 × 2500 × 2.0 / 2 ~ 1600 (H)

Принимая выходное сечение аэродинамического канала равным 0,5 м², получаем необходимую мощностьTaking the output cross section of the aerodynamic channel equal to 0.5 m ² , we obtain the required power

N=3600×90×0,5=160 кВтN = 3600 × 90 × 0.5 = 160 kW

Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие F_т=1,29×90×1×(90-50)~4600 (Н), что позволяет существенно увеличить лобовое сопротивление за счет колес (или поплавков) и всякого рода навесных устройств. Однако, всегда существует возможность либо увеличить скорость (до равновесия тяги с лобовым сопротивлением), либо уменьшить тягу, не срывая потока обтекания.It is easy to see that in this case, the system develops horizontal traction force F _t = 1.29 × 90 × 1 × (90-50) ~ 4600 (N), which can significantly increase drag due to wheels (or floats) and all kinds of mounted devices. However, there is always the possibility of either increasing speed (to equilibrium thrust with drag), or reducing thrust without disrupting the flow around.

Предлагаемое устройство может быть применено для обеспечения полетов как автомобилей, так и катеров. Причем (в отличие от запускаемого в производство американской компанией Terrafugia «летающего автомобиля» Transition) габариты автомобиля не будут увеличиваться крыльями.The proposed device can be used to ensure the flight of both cars and boats. Moreover (unlike the “flying car” Transition launched by the American company Terrafugia), the dimensions of the car will not increase with wings.

Claims

A control device for the boundary layer of a thick wing, containing a channel formed by the upper surface of the vehicle body, having the shape of a thick wing, vertical anti-induction shields protruding above it, located along the lateral edges of the specified surface, and a system of connecting wing liners in the upper part of the channel into which the flow is directed housing airflow accelerated by traction propulsors located in the aft of the channel to counter the oncoming positive gradient pressure, characterized in that the propulsion thrust axis of rotation positioned vertically, and the number Movement even with pairwise opposite direction of rotation.