RU2612337C1

RU2612337C1 - Method cylinder rotation serving as the aircraft wings

Info

Publication number: RU2612337C1
Application number: RU2016107556A
Authority: RU
Inventors: Николай Николаевич Иванов; Игорь Анатольевич Широков; Владимир Игоревич Широков
Original assignee: Николай Николаевич Иванов; Владимир Игоревич Широков; Игорь Анатольевич Широков
Priority date: 2016-03-02
Filing date: 2016-03-02
Publication date: 2017-03-07

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: method of cylinder rotation serving as aircraft wings is based on the Magnus effect generated in conjunction with screws of the aircraft main engines and counter oncoming flow of the rotating cylinders. The oncoming gas flow affects the aerodynamically profiled blades of balanced blade rotors. Torques which through further axial spigot joints and gear reducers-multipliers increasing the rotational speed 3.5-4 times are passed to the balanced rotating cylinders coaxial axles with endplates are created on coaxial balanced bladed rotors with the help of aerodynamic forces arising on these blades. Coaxial axles of the balanced rotating cylinders are mounted cantilevered in conical power casings, and conical circular frames, large bases of which are rigidly fastened to the rotating cylinders are fixed at the ends of the coaxial axles using flanged heads.

EFFECT: possibility of the auxiliary power unit refusal.

3 dwg

Description

Данное предлагаемое изобретение относится к авиационно-космической технике, используемой в системах оперативного космического и атмосферного мониторинга и взаимодействующей со спутниковыми системами, например с глобальной навигационной спутниковой системой (ГЛОНАСС). Аппараты, созданные с использованием предлагаемого способа и имеющие на борту совокупность различных измерительных и регистрирующих приборов, могут эффективно использоваться также при спусках и групповом барражировании, как в атмосфере Земли, так и на иных имеющих атмосферу планетах Солнечной и планетах несолнечной систем.This invention relates to aerospace technology used in operational space and atmospheric monitoring systems and interacting with satellite systems, for example, with the global navigation satellite system (GLONASS). Devices created using the proposed method and having on board a combination of various measuring and recording instruments can also be effectively used during descents and group barrage, both in the Earth’s atmosphere and on other planets of the solar planet and non-solar system planets.

Можно напомнить, что в северном полушарии Земли на высотах 9-18 км возникают и длительное время дуют с запада на восток струйные течения, на высотах 25-30 км от Земли аналогичные струйные течения дуют в обратном направлении - с востока на запад. Дуют сильные ветры и на Венере в районе экватора на высотах 50 км и более. Такие и аналогичные течения могут использоваться для полета аппаратов, созданных по заявляемому способу. Данное предлагаемое изобретение представляет интерес и для беспилотных летательных аппаратов (далее БПЛА) различного назначения (например, ответственный мониторинг, непрерывное зондирование и видеосъемка с помощью БПЛА состояния нефтегазовых и теплотрасс, ЛЭП, деятельности вулканов, ледников в горах, очагов лесных пожаров, инспектирование строительства больших по площади сооружений, например космодромов и т.д.), легкомоторных самолетов, иных летательных аппаратов (ЛА). Действующие модельные и натурные образцы ЛА, на которых используются вращающиеся цилиндры вместо классических крыльев, в настоящее время созданы, летают, плавают, проходят экспериментальную отработку. Следует сказать, что, например, британская компания FANWING в настоящее время патентует и постоянно работает над нетрадиционными конструкциями пилотируемых и беспилотных ЛА с роторными крыльями.It can be recalled that in the northern hemisphere of the Earth at altitudes of 9-18 km, jet currents arise and blow for a long time from west to east, at altitudes of 25-30 km from the Earth, similar jet currents blow in the opposite direction - from east to west. Strong winds also blow on Venus near the equator at altitudes of 50 km and more. Such and similar currents can be used for the flight of devices created by the claimed method. The present invention is of interest for unmanned aerial vehicles (hereinafter UAVs) for various purposes (for example, responsible monitoring, continuous sounding and video recording with the help of UAVs of the state of oil and gas and heating mains, power lines, volcanoes, glaciers in the mountains, foci of forest fires, inspection of the construction of large by the area of structures, for example, cosmodromes, etc.), light-engine aircraft, and other aircraft (LA). The current model and full-scale models of aircraft, which use rotating cylinders instead of classical wings, are currently created, fly, swim, and undergo experimental testing. It should be noted that, for example, the British company FANWING is currently patenting and is constantly working on unconventional designs of manned and unmanned aerial vehicles with rotor wings.

Известно использование вращающихся цилиндров на кораблях (Rotorship) и на роторных морских яхтах, например немецкие морские суда шхуна «Букау» и грузовой лайнер «Барбара», научно-исследовательские корабли «Alcyone» французского океанолога Ж. И. Кусто и «Cloudia» (Шотландия), немецкий катамаран «Uni Kat», современное роторное судно «E-Ship-1» [Дыгало В. На крыльях белых парусов. Наука и жизнь, 2004. №7. С.12-18].The use of rotating cylinders on ships (Rotorship) and on rotary marine yachts is known, for example, the German sea-going ships Schooner Bukau and the cargo liner Barbara, the research ships Alcyone of the French oceanologist J. I. Cousteau and Cloudia (Scotland ), the German catamaran “Uni Kat”, the modern rotary vessel “E-Ship-1” [Dygalo V. On the wings of white sails. Science and Life, 2004. No. 7. S.12-18].

Напомним, что при отношении окружной скорости вращающегося цилиндра к скорости набегающего потока в пределах 3-4,5 возможно получить, используя эффект Магнуса, коэффициент подъемной силы порядка C_Y _МАХ ≤ 10, тогда как у классического крыла C_Y max≤1,2-1,5, т.е. говоря другими словами, грузоподъемность ЛА с вращающимися цилиндрами превышает грузоподъемность ЛА с классическими крыльями при прочих равных характеристиках [Дюренд В.Ф. Аэродинамика. Под ред. Голубева В.В., М.: Оборониздат.1940. С.26-27; Busemann A. Messungen an rotierenden Zylindern, Ergebnisse der Aerodunamis-chen Versuchsanstalt zu Gotingen. iv. Lief. Munchen. Oldendern. 1932. P. 101 (ссылка на русском языке в Дюренд В.Ф. … на С. 27)]. Можно напомнить, что формула для расчета подъемной силы крыла имеет вид:Recall that with the ratio of the peripheral speed of the rotating cylinder to the speed of the incoming flow within 3-4.5 it is possible to obtain, using the Magnus effect, a lift coefficient of the order of C _Y _MAX ≤ 10, while for the classical wing C _Y max ≤1,2- 1.5, i.e. in other words, the carrying capacity of an aircraft with rotating cylinders exceeds the carrying capacity of an aircraft with classical wings, ceteris paribus [Durend V.F. Aerodynamics. Ed. Golubeva V.V., M .: Oboronizdat. 1940. S.26-27; Busemann A. Messungen an rotierenden Zylindern, Ergebnisse der Aerodunamis-chen Versuchsanstalt zu Gotingen. iv. Lief. Munchen. Oldendern. 1932. P. 101 (reference in Russian to Durend V.F. ... to S. 27)]. It can be recalled that the formula for calculating the wing lift has the form:

Y=C_Y⋅(ρ⋅W²)⋅S/2,Y = C _Y ⋅ (ρ⋅W ² ) ⋅S / 2,

где Y - подъемная сила крыла, Н;where Y is the lifting force of the wing, N;

C_Y - коэффициент подъемной силы, величина безразмерная;C _Y — lift coefficient, dimensionless;

ρ - плотность воздуха на высоте полета, кг/м³;ρ is the air density at flight altitude, kg / m ³ ;

W - скорость набегающего потока, м/с;W is the flow velocity, m / s;

S - характерная площадь, м².S - characteristic area, m ² .

Что касается коэффициента лобового сопротивления C_X, то C_X ^B.Цвращающегося цилиндра превышает в ~3-4 раза C_X ^KP классического крыла, однако это нельзя считать недостатком, ибо высокие скорости от ЛА с вращающимися цилиндрами не требуются.As for the drag coefficient C _X , C _X ^{B. The} rotary cylinder’s rotational cylinder exceeds ~ 3-4 times the classical wing C _X ^KP , but this cannot be considered a drawback, because high speeds from aircraft with rotating cylinders are not required.

Известен способ вращения цилиндров, в котором последние выполняют функцию крыльев и который был реализован в роторном самолете Антона Флеттнера (1885-1961 гг.) [Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир. 1991. С. 134]. В этом способе для вращения цилиндров используется вспомогательная двигательная установка. Данный способ принимается в качестве прототипа. Суть способа-прототипа заключается в использовании на ЛА помимо маршевого двигателя для создания тяги еще и вспомогательного двигателя для вращения цилиндров. Положительным отличием способа-прототипа является то, что при изменении числа оборотов вспомогательного двигателя изменяется и число оборотов вращающихся цилиндров, что приводит при обтекании этих цилиндров скоростным напором воздушного потока к соответствующему изменению величины подъемной силы. Говоря другими словами, за счет изменения числа оборотов вспомогательного двигателя обеспечивается управление величиной подъемной силы цилиндров.A known method of rotation of the cylinders, in which the latter perform the function of wings and which was implemented in the rotor plane of Anton Flettner (1885-1961) [Bauer P. Aircraft of unconventional designs. M .: World. 1991. S. 134]. In this method, an auxiliary propulsion system is used to rotate the cylinders. This method is adopted as a prototype. The essence of the prototype method is to use on the aircraft, in addition to the main engine, to create traction, the auxiliary engine for rotating the cylinders. A positive difference between the prototype method is that when the number of revolutions of the auxiliary engine changes, the number of revolutions of the rotating cylinders also changes, which leads to a corresponding change in the magnitude of the lifting force when these cylinders flow around the high-speed air flow head. In other words, by changing the speed of the auxiliary engine, the magnitude of the lifting force of the cylinders is controlled.

Однако наряду с положительным отличием способ-прототип имеет и существенные недостатки. Эти недостатки следующие:However, along with a positive difference, the prototype method has significant disadvantages. These disadvantages are as follows:

- наличие реактивного момента при вращении цилиндров, подобного реактивному моменту при вращении несущего винта вертолета, требует наличия на борту ЛА устройства, компенсирующего этот момент;- the presence of a reactive moment during the rotation of the cylinders, similar to the reactive moment during the rotation of the rotor of the helicopter, requires the presence on board the device to compensate for this moment;

- прекращение вращения цилиндров в случае отказа вспомогательной двигательной установки в полете приведет к полному исчезновению подъемной силы на этих цилиндрах и падению ЛА на землю;- the cessation of rotation of the cylinders in case of failure of the auxiliary propulsion system in flight will lead to the complete disappearance of the lifting force on these cylinders and the fall of the aircraft to the ground;

- наличие вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы увеличивают полетную массу ЛА, усложняют его конструкцию, увеличивают стоимость его изготовления и стоимость его эксплуатации.- the presence of an auxiliary propulsion system and fuel for its operation increase the flight mass of the aircraft, complicate its design, increase the cost of its manufacture and the cost of its operation.

Техническим результатом данного предлагаемого изобретения является использование во время полета ЛА скоростного напора набегающего потока для вращения цилиндров, выполняющих роль крыльев, и отказ за ненадобностью от вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы. Для достижения указанного технического результата в заявляемом способе реализуется воздействие скоростного напора набегающего потока на лопатки лопастных роторов, приведение их во вращение за счет воздействия аэродинамических сил на лопатки этих роторов, передача крутящего момента от роторов с помощью муфт и мультипликаторов вращающимся цилиндрам, отказ за ненадобностью на борту ЛА от вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы.The technical result of this proposed invention is the use during flight of an aircraft of a high-pressure head of the free flow for rotation of cylinders acting as wings, and failure of an auxiliary propulsion system and fuel for its operation as unnecessary. To achieve the specified technical result, the claimed method implements the effect of the free-stream pressure on the blades of rotor blades, bringing them into rotation due to the action of aerodynamic forces on the blades of these rotors, transferring torque from the rotors using couplings and multipliers to the rotating cylinders, failure board the aircraft from the auxiliary propulsion system and fuel for its operation.

В основе создания и работы ЛА с вращающимися цилиндрами вместо классических крыльев использован эффекта Магнуса. Как известно, эффект Магнуса - это физическое явление, возникающее при обтекании вращающегося тела потоком жидкости или газа. Во время этого обтекания образуется сила, воздействующая на тело и направленная перпендикулярно направлению потока. Данный эффект открыт и описан немецким ученым Г.Г. Магнусом в 1852 г.At the heart of the creation and operation of aircraft with rotating cylinders, instead of the classical wings, the Magnus effect is used. As you know, the Magnus effect is a physical phenomenon that occurs when a fluid or gas flows around a rotating body. During this flow, a force is generated that acts on the body and is directed perpendicular to the direction of flow. This effect has been discovered and described by the German scientist G.G. Magnus in 1852

Схема устройства и общий вид модели устройства, в которых реализован заявляемый способ, представлены на фиг. 1, 2 и 3. На фиг. 1 представлен вид спереди на устройство, в котором реализован заявляемый способ, на фиг. 2 - вид сбоку на это же устройство. На фиг. 3 представлена фотография действующей модели устройства, использованная на начальном этапе экспериментов и выполненная по заявляемому способу.The device diagram and general view of the device model in which the inventive method is implemented are presented in FIG. 1, 2 and 3. In FIG. 1 shows a front view of a device in which the inventive method is implemented, FIG. 2 is a side view of the same device. In FIG. 3 presents a photograph of the current model of the device used at the initial stage of the experiments and made according to the claimed method.

Устройство, в котором реализован заявляемый способ, включает в себя сбалансированные лопастные роторы 1 (см. фиг. 1), собранные из боковых тонкостенных дисков 2 и закрепленных на них лопатках 3 прямоугольной в плане формы, сечение которых представляет собой выпукло-вогнутый крыльевой профиль большой кривизны. Оси 4, проходящие через центр симметрии сбалансированных лопастных роторов 1, скреплены с боковыми тонкостенными дисками 2 с помощью фланцев 5. Концы осей 4 сбалансированных лопастных роторов 1 установлены в опорах с подшипниками 6. На внешних концах осей 4 смонтированы также полумуфты сцепления 7, ответные полумуфты сцепления 7 закреплены на входных осях высокоскоростных преобразователей - шестеренчатых редукторах-мультипликаторах 8. Можно напомнить, что мультипликаторы - это редукторы с передаточным отношением меньше 1, предназначены для снижения крутящего момента на выходном валу и увеличения числа оборотов этого выходного вала. Отметим, что наряду с редукторами - мультипликаторами для увеличения числа оборотов вращающихся цилиндров можно использовать и асинхронные электрические двигатели. Сбалансированные лопастные роторы 1 установлены в аэродинамически спрофилированных отсеках 9 (см. фиг. 2), через плоские выходные сопла 10 этих отсеков 9 отработанный воздух истекает наружу. Выходные шестерни 11 шестеренчатых редукторов - мультипликаторов 8 насажены на оси вращения 12. На концах осей вращения 12, смонтированных в конических силовых корпусах 13, закреплены опорные подшипники 6 и фланцевые втулки 14. Оси 12 и оси 4 сбалансированных лопастных роторов 1 являются соосными. К фланцевым втулкам 14 жестко крепятся конические круговые шпангоуты 15 сбалансированных вращающихся цилиндров 16. На торцах сбалансированных вращающихся цилиндров 16 неподвижно закреплены концевые шайбы 17, устраняющие индуктивное сопротивление этих вращающихся цилиндров 16. Напомним, что индуктивное сопротивление возникает на летательных аппаратах при перетекании воздуха (газа) по торцам, например, крыльев ЛА, вращающихся цилиндров и т.д. из области повышенного давления в область пониженного давления. Впереди сбалансированных вращающихся цилиндров 16 смонтированы маршевые двигатели 18. В качестве маршевых двигателей ЛА можно использовать, например, и электрические двигатели с питанием от аккумуляторов, а на фюзеляже, хвостовом оперении смонтировать гибкие солнечные батареи. Данное устройство, в котором реализован заявляемый способ, работает следующим образом. Работу устройства рассмотрим на примере одного вращающегося цилиндра (см. фиг. 1, 2). Пусть наш ЛА находится на заданной высоте в атмосфере Земли либо в атмосфере какой-либо другой планеты и начал выполнять полет по заданной программе. При работе маршевых двигателей 18 и воздействии скоростного набегающего напора воздушный либо иной газовый поток, воздействуя на лопатки 3 сбалансированного лопастного ротора 1, приводит этот ротор 1 во вращение. При этом для снижения сопротивления вращению сбалансированного лопастного ротора 1 часть воздуха выходит из отсека 9 через плоское выходное сопло 10 наружу. Сбалансированный лопастный ротор 1 передает вращение и крутящий момент через муфту сцепления 7 шестеренчатому редуктору - мультипликатору 8, который повышает в несколько раз (~4 раза) скорость вращения выходной шестерни 11 и, соответственно, выходной оси 12. Далее вращение и крутящий момент посредством оси вращения 12, принадлежащей сбалансированному вращающемуся цилиндру 16, передается через фланцевую втулку 14 коническому круговому шпангоуту 15, большее основание которого жестко скреплено с вращающимся цилиндром 16, заставляя его вращаться в том же направлении, что и лопастной ротор 1. По окончании полета ЛА по команде совершает посадку на Земле (если полет проходил в атмосфере Земли), его скорость и скоростной напор уменьшаются, подъемная сила вращающихся цилиндров также уменьшается, и ЛА приземляется, и после пробежки останавливается. На другой планете, когда маршевый двигатель ЛА прекращает работу, ЛА снижается и «припланечивается» по иному сценарию.The device in which the inventive method is implemented includes balanced blade rotors 1 (see Fig. 1) assembled from lateral thin-walled disks 2 and blades 3 mounted on them with a rectangular shape in plan, the cross section of which is a convex-concave wing profile curvature. Axes 4 passing through the center of symmetry of the balanced blade rotors 1 are fastened to the lateral thin-walled discs 2 using flanges 5. The ends of the axles 4 of the balanced blade rotors 1 are mounted in bearings with bearings 6. Clutch coupling halves 7 are also mounted on the outer ends of the axles 4, the response coupling halves clutches 7 are mounted on the input axes of high-speed converters - gear reducers-multipliers 8. It can be recalled that multipliers are reducers with a gear ratio of less than 1, designed for lowering the torque on the output shaft and increasing the speed of this output shaft. Note that, along with gearboxes - multipliers, asynchronous electric motors can be used to increase the number of revolutions of rotating cylinders. Balanced blade rotors 1 are installed in aerodynamically profiled compartments 9 (see Fig. 2), through the flat outlet nozzles 10 of these compartments 9, the exhaust air flows out. The output gears 11 of the gear reducers - multipliers 8 are mounted on the axis of rotation 12. At the ends of the axis of rotation 12 mounted in conical power cases 13, support bearings 6 and flange bushings 14 are fixed. Axes 12 and axis 4 of the balanced impellers 1 are coaxial. Conical circular frames 15 of balanced rotating cylinders 16 are rigidly attached to the flange bushings 14. End washers 17 are fixed on the ends of the balanced rotating cylinders 16, eliminating the inductive resistance of these rotating cylinders 16. Recall that inductive resistance occurs on aircraft when air (gas) flows at the ends, for example, aircraft wings, rotating cylinders, etc. from high pressure to low pressure. In front of the balanced rotating cylinders 16, marching engines 18 are mounted. As marching engines of the aircraft, for example, electric motors powered by batteries can be used, and flexible solar batteries can be mounted on the fuselage and tail. This device, which implements the inventive method, works as follows. The operation of the device we consider the example of one rotating cylinder (see Fig. 1, 2). Let our aircraft be at a given height in the Earth’s atmosphere or in the atmosphere of some other planet and begin to fly according to a given program. During the operation of the marching engines 18 and the impact of a high-speed free-flowing pressure, an air or other gas flow, acting on the blades 3 of the balanced blade rotor 1, drives this rotor 1. Moreover, to reduce the resistance to rotation of the balanced blade rotor 1, part of the air leaves the compartment 9 through the flat output nozzle 10 to the outside. A balanced rotor rotor 1 transmits rotation and torque through a clutch 7 to a gear reducer - a multiplier 8, which increases several times (~ 4 times) the speed of rotation of the output gear 11 and, accordingly, the output axis 12. Further, the rotation and torque through the axis of rotation 12, which belongs to a balanced rotating cylinder 16, is transmitted through a flange sleeve 14 to a conical circular frame 15, the larger base of which is rigidly bonded to the rotating cylinder 16, causing it to rotate in the same direction as the vane rotor 1. At the end of the flight, the aircraft makes a landing on Earth (if the flight took place in the Earth’s atmosphere), its speed and speed head decrease, the lifting force of the rotating cylinders also decreases, and the aircraft lands, and after a run stops. On another planet, when the marching engine of the aircraft ceases to work, the aircraft is reduced and “planed out” in a different scenario.

Использование предлагаемого способа в реальной конструкции, по мнению авторов, позволит повысить безопасность полета, ибо вместо вспомогательного двигателя, который в полете может отказать, для вращения цилиндров используется скоростной напор набегающего потока. Отказ от вспомогательной двигательной установки и, соответственно, от топлива, необходимого для ее работы, уменьшает массу ЛА, упрощает его конструкцию, повышает надежность, снижает стоимость его изготовления, снижает расходы на эксплуатацию.Using the proposed method in a real design, according to the authors, will improve flight safety, because instead of the auxiliary engine, which may fail in flight, a free-flow velocity head is used to rotate the cylinders. The rejection of the auxiliary propulsion system and, accordingly, the fuel necessary for its operation reduces the weight of the aircraft, simplifies its design, increases reliability, reduces the cost of its manufacture, and reduces operating costs.

Необходимо сказать, что на действующей модели устройства, выполненной по заявляемому способу, был проведен начальный этап экспериментов. Целью этих экспериментов было определение числа оборотов вращающихся цилиндров 16, скрепленных с редукторами-мультипликаторами 8. Во время этих экспериментов модель закреплялась на горизонтальном основании и обдувалась воздушным потоком от вентилятора, а число оборотов цилиндров измерялось с помощью тахометра. Измеренное число оборотов в этом эксперименте оказалось равным n≈5200 об/мин, а модель стремилась приподняться над основанием и взлететь.It must be said that on the current model of the device, made by the claimed method, the initial stage of the experiments was carried out. The purpose of these experiments was to determine the number of revolutions of the rotating cylinders 16, coupled to the gearboxes-multipliers 8. During these experiments, the model was mounted on a horizontal base and was blown by the air flow from the fan, and the number of revolutions of the cylinders was measured using a tachometer. The measured speed in this experiment turned out to be n≈5200 rpm, and the model sought to rise above the base and take off.

Claims

The method of rotation of the cylinders acting as wings on aircraft, based on the use of the Magnus effect, created jointly by the propellers of the marching engines of the aircraft and the oncoming flow on the rotating cylinders, characterized in that the incident gas flow acts on the aerodynamically profiled blades of the balanced blade rotors, using the aerodynamic forces arising on these blades creates torques on the coaxial balanced blade rotors, which further, through axial clutch joints and increasing the frequency of rotation of gear reducers-multipliers by 3.5–4 times, they are transmitted to the coaxial axes of the balanced rotating cylinders with end washers, the coaxial axes of the balanced rotating cylinders being mounted cantilever in the conical power cases, and at the ends of these coaxial axes with the help of flange bushings, conical circular frames are fixed, the large bases of which are rigidly fastened to rotating cylinders.