RU2406650C1 - Способ создания подъемной или движущей силы для летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиатехнике. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата вертикального взлета, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней поверхностей внутренней полости крыла с возможностью регулирования разрежения клапанами. Воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов. Воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля. В каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют щели, ведущие в сегменты с возможностью перекрытия посредством клапанов. Направление и силу тяги регулируют посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло. Изобретение направлено на усиление подъемной силы и резкости смены курса. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область применения

Предлагаемое изобретение относится к авиатехнике и может быть применено при создании высокоэкономичных и маневренных летательных аппаратов, основанных на эжекционном принципе создания подъемной силы.

Уровень техники

Известен реактивный способ создания подъемной силы летательному аппарату, в котором создают реактивную воздушную ("летающая тарелка" ж.Техника-молодежи, №11, с.4) или газовую (ракета) струю, которая за счет своей кинетической энергии двигает аппарат вверх. Однако такой способ является малоэкономичным. Известен способ создания подъемной силы, в котором вращают два или более крыла-лопасти симметричного аэродинамического профиля, расположенные под углом атаки к плоскости вращения. Набегающий поток воздуха давит на крыло-лопасть с силой, перпендикулярной к нижней его плоскости. Эта сила разлагается на две составляющие: силу лобового сопротивления и подъемную силу (А.С.Иванов, А.Т.Проказа "Мир механики и техники", Москва: Просвещение, 1993 г., с.183). Этот способ позволяет создать высокоманевренные летательные аппараты - вертолеты, однако вопросы экономичности решены не достаточно.

Известен способ создания подъемной силы, в котором крыло асимметричного аэродинамического профиля перемещают в воздушном пространстве под углом атаки к плоскости перемещения. Подъемная сила возникает по двум причинам: из-за асимметричности профиля крыла и из-за положительного угла атаки. Асимметричность крыла заключается в том, что верхняя часть крыла выпуклая, а нижняя - плоская. В соответствии с принципом неразрывности струи газа (воздуха) набегающего на крыло верхняя часть струи будет обтекать выпуклую сторону крыла, имеющую более длинный путь, с большей скоростью, чем нижняя часть струи будет обтекать плоскую сторону крыла. По закону Бернулли давление газа больше там, где скорость меньшая. Вторая причина возникновения подъемной силы такая же как у лопастей вертолета: набегающий поток воздуха давит на крыло с силой, перпендикулярной к нижней его плоскости, которая разлагается на силу лобового сопротивления и подъемную силу ("Мир механики и техники", с.184). Этот способ позволяет создать высокоэкономичные летательные аппараты - самолеты, однако маневренность самолетов ограничена. Самолет для поддержания равновесия между подъемной силой и силой тяжести должен постоянно двигаться со скоростью, превышающей минимально возможную.

Известен способ создания подъемной силы (заявка RU 2000101530, опубликована 10.11.2001 г.), в котором крыло аэродинамического профиля выполняют в форме конусного кольца, усеченная вершина конуса которого направлена вверх, и угол конусности которого соответствует углу атаки. В центральной части крыла создают равномерный радиально в горизонтальном направлении и по высоте крыла воздушный поток с помощью центробежного вентилятора. Воздушный поток, создаваемый в центре конусного кольцевого крыла, имеющего асимметричный профиль, попадая на крыло, создает подъемную силу по тем же причинам, что на крыле самолета, т.е. по двум причинам: из-за асимметричности профиля крыла и из-за положительного угла атаки. В соответствии с принципом неразрывности струи газа (воздуха), набегающего на крыло, верхняя часть струи будет обтекать выпуклую сторону крыла, имеющую более длинный путь, с большей скоростью, чем нижняя часть струи будет обтекать плоскую сторону крыла. По закону Бернулли давление газа больше там, где скорость меньшая. По второй причине возникновение подъемной силы следующее: создаваемый поток воздуха давит на крыло с силой, перпендикулярной к нижней его плоскости, которая разлагается на силу лобового сопротивления и подъемную силу. Этот способ позволяет создать летательные аппараты вертикального взлета, однако их горизонтальная устойчивость ограничена. Известен способ создания подъемной силы (патент RU 2089458), в котором крыло аэродинамического профиля выполняют в форме конусного кольца, усеченная вершина конуса которого направлена вниз. В центральной части крыла создают равномерный в вертикальном направлении воздушный поток с помощью осевого вентилятора. Вертикальный воздушный поток, создаваемый в центре конусного кольцевого крыла, имеющего асимметричный профиль, создает подъемную силу по тем же причинам, что на крыле самолета, т.е. из-за асимметричности профиля крыла. Этот способ позволяет создать летательные аппараты вертикального взлета, обладающие хорошей горизонтальной устойчивостью, однако здесь имеет место неэффективное использование площади крыла для создания подъемной силы. Аппарат плохо и медленно маневрирует, имеет слабую подъемную силу.

Наиболее близким аналогом является способ создания подъемной силы летательному аппарату вертикального взлета (патент RU 2305649), в котором крыло аэродинамического сечения выполняют в форме кольца, в котором верхнюю поверхность выполняют выпуклой, а нижнюю - плоской, в центральной части которого создают равномерный поток воздуха, который обтекает верхнюю и нижнюю поверхности крыла, чем обеспечивают разность давлений между верхней и нижней поверхностями крыла, отличающийся тем, что над частью верхней поверхности крыла располагают рабочее колесо центростремительного вентилятора, лопатки которого с верхней стороны ограничивают плоской или конусообразной поверхностью, а с нижней стороны располагают в непосредственной близости от верхней поверхности крыла, под частью нижней поверхности крыла располагают рабочее колесо центробежного вентилятора, лопатки которого с верхней стороны расположены в непосредственной близости от нижней поверхности крыла, а с нижней стороны ограничивают плоской или конусообразной поверхностью, размещают колеса центростремительного и центробежного вентиляторов на одном валу, при этом совмещают камеру повышенного давления центростремительного вентилятора с камерой пониженного давления центробежного вентилятора, вращают вал, чем обеспечивают захват воздуха с верхней поверхности крыла и подачу его через общую камеру под нижнюю поверхность крыла. Однако и такой аппарат плохо и медленно маневрирует, имеет слабую подъемную силу.

Технический результат: обеспечивается усиление подъемной силы летательного аппарата кольцевого корпуса и возможность аппарата совершать полет в любых направлениях с резкой сменой курса.

Реализация изобретения

Заявленный технический результат достигается за счет того, что способ создания подъемной силы для летательного аппарата вертикального взлета, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней поверхностей внутренней полости крыла, с возможностью регулирования разрежения клапанами, отличается тем, что воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов, причем воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля, а в каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют по не менее чем одной щели, ведущей в сегменты, причем щели выполняют с возможностью перекрытия посредством клапанов, а направление и силу тяги регулируют посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло.

Кроме того, для создания дополнительной подъемной силы формируют внешнее крыло в форме такого же кольца, но большего диаметра, у которого радиально-щелевое сопло одновременно является выходной щелью первой полости, при этом воздушный поток из первой пропускают через вторую полость, создавая дополнительную силу. Кроме того, дополнительную подъемную силу создают за счет размещения одного крыла в форме кольца над другим.

Кроме того, верхнюю стенку выполняют вогнутой формы так, что струя воздуха, выходя из сопла и проходя сплошной круговой струей вдоль верхней стенки, прижималась к ней под действием центробежной силы и оказывала давление на нее.

Краткое описание чертежей

На Фиг.1 показано конструктивное устройство летательного аппарата с верхними и нижними клапанами (а - вид сбоку в разрезе, б - вид сверху), где 1 - корпус летательного аппарата, 2 - клапан верхний, 3 - клапан нижний, 4 - верхняя входная щель, 5 - нижняя входная щель, 6, 7 - зоны области разрежения, 8 - направления воздушных потоков, 9 - камера подачи воздуха, 10 - радиально-щелевое сопло, в разрезе имеющая форму конуса или сопла Лаваля, 11 - винглеты, разделяющие полость крыла на сегменты.

На Фиг.2 показано конструктивное устройство летательного аппарата только с верхними клапанами (а - вид с закрытыми клапанами, б - вид с открытыми клапанами), где 12 - направления тяги.

На Фиг.3, Фиг.4 показан пример создания разрежения в зонах 6 и 7 у летального аппарата и возникновения тяги в верхнем или нижнем направлениях.

На Фиг.5 показан вариант осуществления конструкции двойной зоны разрежения в продольном направлении.

На Фиг.6 показан вариант осуществления конструкции двойной зоны разрежения в поперечном направлении, где 13 - сочленение (зона определенной высоты, отделяющая один корпус летального аппарата от второго, но жестко соединяющая оба корпуса между собой).

На Фиг.7 показан пример подачи воздуха в камеру 9 с использованием двух турбодвигателей - 14.

На Фиг.8 показан пример подачи воздуха в камеру 9 с использованием одного турбодвигателя и перекрытием второго воздушной заслонкой - 15.

На Фиг.9 показан пример конструктивного исполнения перегородок в виде винглетов (11) (а - вид сбоку в разрезе, б - вид спереди).

На Фиг.10 показано конструктивное устройство летательного аппарата с нижними клапанами.

Осуществление изобретения

Способ создания подъемной силы для летательного аппарата (далее ЛА) может быть осуществлен следующим образом.

Конструктивно ЛА выполняют в форме кольца с кольцевой внутренней полостью (Фиг.1). Перед началом полета через радиальное сопло (10) подают воздух. Расходясь равномерно во все стороны непрерывной круговой струей, поток проходит через полость, деля ее на две части. Так как скорость большая, то воздух проходит большую часть полости, не касаясь стенок полости и создавая одинаковое разрежение в областях (6) и (7) за счет эффекта эжекции. Только в сужении выходной щели струя касается стенок. За счет сужения часть кинетической энергии струи переходит в потенциальную, повышая давление и не давая атмосферному воздуху проникнуть внутрь полости через выходную щель. Так как разрежение одинаковое, то они компенсируют друг друга, и кольцо ЛА находится в покое.

Винглеты (11), расположенные на обеих стенках (см. Фиг.9 (а, б)), препятствуют поступлению воздуха из одного сегмента в соседние. Их края расположены примерно на уровне воздушного потока. Воздух, чтобы проникнуть в соседний сегмент, должен перейти через края винглета (11). Но в это время он будет уноситься воздушным потоком.

Для взлета открывают верхние клапана (2), через которые в щели (3) поступает воздух из атмосферы в область (6) (Фиг.3). Разрежение в зоне (6) уменьшится. В то же время разрежение в зоне (7) останется прежним, так как струя воздуха не пропустит поступающий воздух в зону (7). В итоге давление в зоне (6) сравняется с наружным, и на верхнюю стенку корпуса (1) давление воздуха не действует. Так как в зоне (7) разрежение остается, то на нижнюю стенку снаружи действует атмосферное давление минус давление в зоне (7). В общем случае на кольцо будет действовать подъемная сила, равная разности давлений зон (6) и (7). Когда подъемная сила превысит взлетный вес ЛА, он взлетит. Взлетать можно несколько иначе. Верхние и нижние клапана открыты. При прохождении струи разрежения в зонах 6 и 7 нет, так как воздух поступает через открытые клапана. При закрытии нижних клапанов в зоне 7 появляется и растет разрежение и за счет этого появляется подъемная сила. Когда она превысит вес аппарата, он взлетит.

При открытии нижних клапанов (4) (Фиг.4) воздух проникает через щели (5) и возникает уже уменьшение разрежения в зоне (7) и сила тяги тянет ЛА вниз.

Таким образом ЛА может совершать движения вверх-вниз с довольно резкими маневрами. При увеличении разности давлений давление в зоне (6) будет стремиться прижать струю воздуха к нижней стенки.

Снижение этого состояния и обеспечивает радиальная щель, имеющая в разрезе форму сопла Лаваля (10), через которую и подается воздух. Сопло Лаваля (10) при определенном давлении на входе позволяет разогнать струю воздуха до сверхзвуковой скорости. Чем выше скорость воздуха, тем меньше отклонение. Также для устранения отклонения струи входное сопло можно установить под небольшим углом к верхней стенке и сдвинув его к верхней стенке, и несколько изменив форму верхней стенки, сделав ее вогнутой. Теперь поток воздуха, проходя полость и прижимаясь к верхней стенке под действием центробежной силы, оказывает некоторое давление на нее. Также у нижней стенки за счет эффекта эжекции создается разрежение. Так как у верхней стенки разрежение не создается, наличие верхних клапанов и щелей не принципиально. Подъемная сила регулируется нижними клапанами и за счет скорости струи. Данная полость работает как обычное крыло. На верхней стенке повышенное давление, как у нижней плоскости крыла под углом атаки. На нижней стенке пониженное давление, как у верхней плоскости крыла.

Движения в горизонтальном направлении осуществляются либо за счет наклона ЛА с помощью более полного открытия клапана и соответственно уменьшения подъемной силы с одной из сторон, (тогда вектор тяги разлагается на вертикальную и горизонтальную тягу, что позволит ЛА двигаться в горизонтальном или ином направлении, в зависимости от угла наклона ЛА), либо за счет установки щитков, которые будут менять направление выходящего воздуха на противоположное с одной из сторон.

Создавая условия попеременного закрытия клапанов (2, 4) или приоткрытия их на определенный уровень, обеспечивая регулирование разрежения в зонах (6, 7), можно регулировать направления тяги ЛА в самых разных направлениях и с резкой сменой курса, в т.ч. и на реверс.

Так как скорость потока может быть большой, то после прохождения полости скорость может быть еще большей. Для более полного использования энергии потока и получения дополнительной подъемной силы за полостью можно установить еще одну, сформировав двойную тягу в продольном направлении (см. Фиг.5). Также можно для увеличения подъемной силы расположить однотипные ЛА один над другим, скрепив их между собой сочленением (13) (см. Фиг.6).

Подача воздуха через камеру (9) может быть реализована, например, за счет установки двух турбодвигателей (14) (Фиг.7), которые осуществляют подачу воздуха в камеру (9) с двух сторон, столкновение воздушных масс направляет потоки в сопла (10).

В случае аварии или иных целей подачу воздуха в камеру (9) можно производить только одним турбодвигателем (14), а другой перекрывать заслонкой (15), либо вообще не предусматривать в конструкции ЛА (Фиг.8).

Конструктивно ЛА может быть выполнен и только с верхними клапанами (Фиг.2). Перед началом полета такого ЛА через радиальное сопло (10) подают воздух. Расходясь равномерно во все стороны непрерывной круговой струей, поток проходит через полость (Фиг.2(а)). Так как скорость большая, то воздух проходит большую часть полости, не касаясь стенок полости, и создавая одинаковое разрежение в областях (6 и 7) за счет эффекта эжекции. Так как разрежение одинаковое, то они компенсируют друг друга, и кольцо ЛА находится в покое.

Для взлета ЛА открывают верхние клапана (2) (Фиг.2(б)), через которые в щели (3) поступает воздух из атмосферы в область (6) (Фиг.2). Разрежение в зоне (6) уменьшится. В итоге давление в зоне (6) сравняется с наружным, и на верхнюю стенку корпуса (1) давление воздуха не действует. На кольцо будет действовать подъемная сила (12). ЛА взлетит.

Для придания ускорения движения ЛА в каком-либо направлении закрывают часть клапанов (2) так, что создается тяга в какой-то определенной части ЛА, которая наклонит корпус в том направлении, куда требуется совершать движения. Движения всегда ЛА совершает в одном направлении (по направлению к клапанам (2)). Поэтому, чтобы ЛА летал в любом направлении, необходимо его корпус поворачивать и создавать тягу. Во время полета тяга создается непрерывно и также непрерывно и плавно совершают поворот корпуса за счет закрытия или открытия тех или иных клапанов (2) на нем. Сопла Лаваля (10) всегда открыты и их никогда не перекрывают.

Конструктивно ЛА может быть выполнен и только с нижними клапанами (Фиг.10). Верхнюю стенку предпочтительно выполнять вогнутой формы. Сопло (10) смещено к верхней стенке и находится под небольшим углом к верхней стенке. Для взлета через сопло подают воздух под давлением. Струя воздуха, выходя из сопла, проходит сплошной круговой струей вдоль верхней стенки, прижимаясь к ней под действием центробежной силы и оказывая давление на нее, в то же время, создавая разрежение (7) у нижней стенки за счет эффекта эжекции. На нижнюю стенку снаружи действует атмосферное давление. На верхней стенке повышенное давление, как у крыла на нижней плоскости. На нижней пониженное давление, как на верхней плоскости крыла. При увеличении скорости струи подъемная сила увеличивается и ЛА взлетает. Подъемную силу и направление полета регулируются клапанами (3), между которыми только на нижней стенке расположены винглеты, делящие полость на сегменты.

Claims (4)

1. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней поверхностей внутренней полости крыла, с возможностью регулирования разрежения клапанами, отличающийся тем, что воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов, причем воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля, а в каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют по не менее, чем одной щели, ведущей в сегменты, причем щели выполняют с возможностью перекрытия посредством клапанов, а направление и силу тяги регулируют посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло.

2. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что формируют внешнее крыло в форме такого же кольца, но большего диаметра, у которого радиально-щелевое сопло одновременно является выходной щелью первой полости, при этом воздушный поток из первой полости пропускают через вторую полость, создавая дополнительную силу.

3. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что дополнительную подъемную силу создают за счет размещения одного крыла в форме кольца над другим.

4. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что верхнюю стенку выполняют вогнутой формы так, чтобы струя воздуха, выходя из сопла и проходя сплошной круговой струей вдоль верхней стенки, прижималась к ней под действием центробежной силы и оказывала давление на нее.

Images