UA62724A - Aircraft of "flying plate" type - Google Patents
Aircraft of "flying plate" type Download PDFInfo
- Publication number
- UA62724A UA62724A UA2003054215A UA2003054215A UA62724A UA 62724 A UA62724 A UA 62724A UA 2003054215 A UA2003054215 A UA 2003054215A UA 2003054215 A UA2003054215 A UA 2003054215A UA 62724 A UA62724 A UA 62724A
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- aircraft
- rectilinear
- drive
- channel
- supercharger
- Prior art date
Links
- 240000002836 Ipomoea tricolor Species 0.000 claims description 8
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 108010066114 cabin-2 Proteins 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000005406 washing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Filling Or Emptying Of Bunkers, Hoppers, And Tanks (AREA)
Abstract
Description
Опис винаходуDescription of the invention
Винахід відноситься до авіаційної техніки, зокрема до літальних апаратів вертикального зльоту і посадки. 2 Відомий літальний апарат типу "літаючої тарілки" по патенту США Мо 627003681, МПК 7864С15/00, 29/00 публ. 07.08.2001, який містить корпус круглої форми, кабіну з органами управління апаратом, проточну камеру з вхідним і вихідним отворами, повідомленими з атмосферою, нагнітач, що складається з привода з робочим колесом, основне обертове кільце з приводом, систему управління з каналами що відводять, заслінками і поворотними щитками. 70 На відміну від заявленого, у приведеному літальному апараті обертове кільце великої площі розташовано на зовнішній поверхні літального апарату у верхній його частині. Підйомна сила в приведеному літальному апараті створюється за рахунок різниці тисків повітряного потоку над апаратом і під апаратом, шляхом омивання обертового кільця струменями стиснутого повітря.The invention relates to aviation equipment, in particular to vertical take-off and landing aircraft. 2 Known flying saucer-type aircraft according to US patent No. 627003681, IPC 7864С15/00, 29/00 publ. 07.08.2001, which includes a circular body, a cabin with apparatus controls, a flow chamber with inlet and outlet openings communicated with the atmosphere, a supercharger consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive, a control system with discharge channels , dampers and rotary shields. 70 In contrast to the declared one, in the given aircraft, a rotating ring of a large area is located on the outer surface of the aircraft in its upper part. The lifting force in the reduced aircraft is created due to the difference in the pressure of the air flow above the device and below the device, by washing the rotating ring with jets of compressed air.
Недоліком приведеного апарату є низька стійкість апарату при горизонтальному переміщенні, унаслідок 72 взаємодії, повітряного потоку що набігає зі струменями стиснутого повітря, яке омиває обертове кільце.The disadvantage of the above-mentioned device is the low stability of the device during horizontal movement, as a result of the interaction of the incoming air flow with jets of compressed air, which washes the rotating ring.
Завдяки тому, що струмені стиснутого повітря, які омивають обертове кільце, захоплюються цим кільцем у напрямку його обертання, то в тій області обертового кільця, де напрямок його обертання збігається з напрямком потоку повітря, що набігає, сумарна швидкість потоку буде вище, ніж у протилежній області обертового кільця, де напрямок його обертання протилежний напрямку потоку повітря, що набігає. Це приводить до нерівномірного розподілу тиску середи по поверхні обертового кільця, що у свою чергу викликає появу значних моментів, що кренять, компенсація яких при даній конструкції апарата можливо лише шляхом введення в конструкцію, приведеного літального апарата, складних спеціальних пристроїв.Due to the fact that the jets of compressed air that wash the rotating ring are captured by this ring in the direction of its rotation, in that region of the rotating ring, where the direction of its rotation coincides with the direction of the incoming air flow, the total velocity of the flow will be higher than in the opposite region of the rotating ring, where the direction of its rotation is opposite to the direction of the incoming air flow. This leads to an uneven distribution of the pressure of the medium on the surface of the rotating ring, which in turn causes the appearance of significant pitching moments, which can be compensated for with this design of the device only by introducing complex special devices into the design of the reduced aircraft.
Найбільш близьким аналогом по сукупності ознак до заявленого є літальний апарат типу "літаючої тарілки" по А.с. СРСР Мо 1496630, МКВ 4864С29/00,39/06, який містить корпус круглої форми, кабіну з органами 22 Управління апаратом, горизонтально розміщену кільцеву проточну камеру з вхідним прямолінійним каналом, що « має вхідний отвір, повідомлений з атмосферою і вихідним прямолінійним каналом. що має вихідні отвори, повідомлені з атмосферою, змонтований на опорах нагнітач, що складається з приводу з робочим колесом, основне обертове кільце з приводом, розташоване усередині кільцевої проточної камери, і систему управління з каналами, що відводять, заслінками і поворотними щитками. М 30 У приведеному літальному апараті підйомна сила створюється реактивним струменем повітря, що Га створюється робочим колесом нагнітача. Горизонтальне переміщення апарата після вертикального зльоту і набору висоти, забезпечує відхиленням вектора тяги, що обумовлює низьку його маневреність і стійкість. -The closest analog in terms of the set of features to the declared one is the "flying saucer" type flying machine according to A.s. USSR Mo 1496630, MKV 4864С29/00,39/06, which contains a round-shaped body, a cabin with 22 apparatus control bodies, a horizontally placed annular flow chamber with an inlet rectilinear channel, which "has an inlet opening communicated with the atmosphere and an outlet rectilinear channel. having outlets communicated with the atmosphere, a pillar-mounted supercharger consisting of an impeller drive, a main rotating driven ring located within an annular flow chamber, and a control system with discharge channels, dampers, and rotary vanes. M 30 In a reduced aircraft, the lifting force is created by a jet of air, which is created by the impeller of the supercharger. The horizontal movement of the device after vertical take-off and altitude gain provides a deviation of the thrust vector, which causes its low maneuverability and stability. -
Відносно низька вантажопідйомність обумовлена низьким КПД робочого текучого середовища. Збільшення Га вантажопідйомності приводить до нераціональною збільшення потужності двигунів і відповідно їхніх габаритів, 3о тому що вантажопідйомність у приведеному апараті прямо пропорційна потужності двигунів. ее,The relatively low carrying capacity is due to the low efficiency of the working fluid. An increase in the carrying capacity Ha leads to an irrational increase in the power of the engines and, accordingly, their dimensions, 3o because the carrying capacity in the reduced apparatus is directly proportional to the power of the engines. eh
Ефект Магнуса в приведеному літальному апараті виникає при взаємодії горизонтального обертового кільця з потоком повітря, що набігає, і сприяє зниженню фронтального тиску на апарат за рахунок того, що зовнішня поверхня обертового кільця повідомляє потоку повітря, що набігає попереду, додаткову швидкість обертального «4, руху. -о 70 Причиною, що перешкоджає досягненню технічного результату є те, що конструктивне рішення в с приведеному апараті не дозволяє повною мірою використовувати можливість ефекту Магнуса для створення : » підйомної сили.The Magnus effect in a reduced aircraft occurs when the horizontal rotating ring interacts with the oncoming air flow and contributes to the reduction of the frontal pressure on the device due to the fact that the outer surface of the rotating ring informs the oncoming air flow in front of the additional speed of rotational "4, movement . - about 70 The reason that prevents the achievement of the technical result is that the design solution in the given apparatus does not allow to fully use the possibility of the Magnus effect to create : » lifting force.
В основу винаходу поставлено задачу, удосконалити літальний апарат типу "літаючої тарілки", шляхом уведення нових конструктивних елементів, зміни особливостей конструктивного виконання і нового 45 взаємозв'язку між ними, забезпечити перерозподіл потоку текучого середовища і за рахунок цього підвищити б ККД робочого текучого середовища, стійкість апарата, забезпечити його безпеку і маневреність і збільшити ка вантажопідйомність.The invention is based on the task of improving the "flying saucer" flying machine by introducing new structural elements, changing the features of the design and the new relationship between them, ensuring the redistribution of the flow of the fluid and due to this, the efficiency of the working fluid would be increased. stability of the device, ensure its safety and maneuverability, and increase its carrying capacity.
Задача вирішена тим, що літальний апарат, який містить корпус круглої форми, кабіну з органами управління 7 апаратом, горизонтально розміщену кільцеву проточну камеру з вхідним прямолінійним каналом, що має вхідний ка 20 отвір, повідомлений з атмосферою і вихідним прямолінійним каналом, що має вихідні отвори, повідомлені з атмосферою, змонтований на опорах нагнітач, що складається з привода з робочим колесом, основне обертовеThe problem is solved by the fact that the aircraft, which contains a round-shaped body, a cabin with 7 apparatus controls, a horizontally placed annular flow chamber with an inlet rectilinear channel having an inlet ka 20 opening, communicated with the atmosphere and an outlet rectilinear channel having outlet openings , communicated with the atmosphere, a pillar-mounted supercharger consisting of an impeller drive, the main rotating
Т» кільце з приводом, розташоване усередині кільцевої проточної камери, і систему управління з каналами що відводять, заслінками і поворотними щитками, згідно винаходу, постачений кільцевою опорою і додатковим обертовим кільцем, що встановлені усередині кільцевої проточної камери під основним обертовим кільцем, приT" ring with a drive, located inside the annular flow chamber, and a control system with diverting channels, dampers and rotary shields, according to the invention, supplied with an annular support and an additional rotating ring, which are installed inside the annular flow chamber under the main rotating ring, with
Цьому додаткове обертове кільце зв'язане з приводом основного обертового кільця з можливістю обертання в в. протилежному від основного кільця напрямку, вхідний і вихідний прямолінійні канали розміщені уздовж подовжньої осі літального апарата, кільцева проточна камера має перегородку, сполучену відповідно з вхідним і вихідним прямолінійними каналами, у якій мається проріз під обертові кільця і кільцеву опору, нагнітач встановлений усередині вихідного прямолінійного каналу, опори нагнітача виконані у виді порожніх пілонів, 60 порожнини яких повідомлені з порожниною прямолінійного вихідного каналу через керовані клапани і з каналами що відводять, відкритими з боку їхніх вільних торців, заслінки системи управління розміщені на вході одного з вихідних отворів, а поворотні щитки системи управління розміщені над згаданим отвором у проточній частині вихідного прямолінійного каналу.This additional rotating ring is connected to the drive of the main rotating ring with the possibility of rotation in in the opposite direction from the main ring, the inlet and outlet rectilinear channels are located along the longitudinal axis of the aircraft, the annular flow chamber has a partition connected to the inlet and outlet rectilinear channels, which has a slot for rotating rings and an annular support, the supercharger is installed inside the outlet rectilinear channel , the supercharger supports are made in the form of hollow pylons, 60 cavities of which are communicated with the cavity of the rectilinear output channel through the controlled valves and with the diverting channels, open from their free ends, the dampers of the control system are located at the entrance of one of the output holes, and the rotary shields of the control system placed above the mentioned opening in the flow part of the output rectilinear channel.
Один з вихідних отворів у вихідному прямолінійному каналі виконаний з нижньої сторони літального апарата, бо геометричний центр якого сполучений з вертикальною віссю літального апарата.One of the exit holes in the exit rectilinear channel is made from the lower side of the aircraft, because its geometric center is connected to the vertical axis of the aircraft.
У якості привода обертових кілець використовують електричний приводі генератор якого зв'язаний із приводом нагнітача.As a drive of rotating rings, an electric drive generator is used, the generator of which is connected to the supercharger drive.
Привод розміщений у порожнині, яка виконана в кільцевій опорі.The drive is placed in the cavity, which is made in the ring support.
Завдяки тому, що в літальному апараті для створення підйомної сили використовується обертові у взаємнопротилежних напрямках кільця, розташовані усередині кільцевої проточної камери і взаємодіючі з потоком повітря, що рухається усередині, цієї камери, причому напрямок обертання верхнього кільця збігається з напрямком руху повітряного потоку в кільцевій проточній камері, досягається реалізація ефекті Магнуса з найбільшою ефективністю. Сукупність ознак, викладена у формулі винаходу, що стосується конструктивного 7/0 рішення кільцевої проточної камери з обертовими кільцями, із вхідними і вихідним прямолінійними каналами, розташованими уздовж подовжньої осі апарата, і з відповідним розташуванням каналів, що відводять, поворотних щитків і заслінок системи керування дозволила забезпечити перерозподіл потоку текучого середовища і за рахунок цього підвищити КПД робочою текучого середовища, стійкість апарата, забезпечити його безпеку і маневреність і збільшити вантажопідйомність.Due to the fact that the aircraft uses rings rotating in mutually opposite directions, located inside the annular flow chamber and interacting with the air flow moving inside this chamber, to create lift, and the direction of rotation of the upper ring coincides with the direction of the air flow in the annular flow chamber camera, the implementation of the Magnus effect is achieved with the greatest efficiency. The set of features set forth in the formula of the invention, which refers to the constructive 7/0 solution of the annular flow chamber with rotating rings, with inlet and outlet rectilinear channels located along the longitudinal axis of the device, and with the corresponding location of the diverting channels, rotary flaps and dampers of the control system made it possible to ensure the redistribution of the flow of the fluid and due to this increase the efficiency of the working fluid, the stability of the device, ensure its safety and maneuverability, and increase the carrying capacity.
Перелік фігур креслення.List of drawing figures.
На фіг. 1 - загальний вигляд літального апарата типу "літаючої тарілки" (вид збоку); фіг. 2 - загальний вигляд літального апарата типу "літаючої тарілки" (вид зверху); фіг. З - загальний вигляд літального апарата типу "літаючої тарілки" у перетині по А-А; фіг. 4 - загальний вигляд літального апарата типу "літаючої тарілки" у перетині по Б-Б; фіг. 5- кільцева проточна камера літального апарата типу "літаючої тарілки" у перетині по В-В; фіг. 6 - упорний ролик під обертові кільця (вид Г).In fig. 1 - general view of the "flying saucer" type aircraft (side view); fig. 2 - general view of the "flying saucer" type aircraft (top view); fig. C - a general view of a "flying saucer" type aircraft in a cross-section along A-A; fig. 4 - a general view of the "flying saucer" type aircraft in a cross-section along B-B; fig. 5- annular flow chamber of the "flying saucer" type aircraft in the B-B cross-section; fig. 6 - thrust roller for rotating rings (type D).
Літальний апарат типу "літаючої тарілки" містить круглої форми корпус 1, кабіну 2 з органами управління, накриту зверху напівсферичним прозорим ліхтарем 3, горизонтально розміщену кільцеву проточну камеру 4 із вхідним прямолінійним каналом 5, що має вхідний отвір 6, повідомлений з атмосферою і вихідним прямолінійним ов каналом 7, що має вихідні отвори 8 і 9, повідомлені з атмосферою, нагнітач 10, що складається з привода (на кресленні не показано) і робочих коліс 11, змонтований на опорах 12 усередині прямолінійного вихідного каналу « 7. Вихідний отвір 8 у вихідному прямолінійному каналі виконаний з нижньої сторони літального апарата, геометричний центр якого сполучений з вертикальною віссю літального апарата.The flying saucer-type aircraft includes a round-shaped body 1, a cabin 2 with control bodies, covered from above by a hemispherical transparent lantern 3, a horizontally placed annular flow chamber 4 with an inlet rectilinear channel 5, which has an inlet 6, communicated with the atmosphere and an outlet rectilinear ov channel 7, having outlet openings 8 and 9 communicated with the atmosphere, a supercharger 10, consisting of a drive (not shown in the drawing) and working wheels 11, mounted on supports 12 inside the rectilinear outlet channel « 7. Outlet opening 8 in the outlet a rectilinear channel is made from the lower side of the aircraft, the geometric center of which is connected to the vertical axis of the aircraft.
Опори 12 виконані у вигляді порожніх пілонів і мають керовані клапани 13, розміщені на передній крайці «гThe supports 12 are made in the form of empty pylons and have controlled valves 13 located on the front edge of "g
Зо Пілонів 12, що служать для повідомлення внутрішніх порожнин пілонів 12 з порожниною прямолінійного вихідного каналу 7. Керовані клапани 13 відносяться до системи управління літальним апаратом. Кільцева проточна с камера 4 має перегородку 14. Пілони 15 розміщені усередині кільцевої проточної камери 4, і служать для М закріплення нерухомого опорного кільця 16. У верхній частині опорного кільця 16 розташоване основне обертове кільце 17. У нижній частині опорного кільця 16 розташоване додаткове обертове кільце 18. Усередині опорного с кільця 16 виконана порожнина, у якій розміщений привод обертових кілець 17 і 18, і складається з декількох «о електродвигунів 19, розташованих на однаковій відстані один від одного і працюючих синхронно. Джерелом живлення для електродвигунів 19 служить генератор (на кресленні не показано), який знаходиться у кінематичному зв'язку з нагнітачем 10. На валах електродвигунів 19 розміщені упорні приводні ролики 20, що « знаходяться в кінематичному зв'язку з внутрішніми поверхнями обертових кілець 17 і 18 і забезпечують 70 обертання цих кілець у протилежних напрямках. Для фіксації обертових кілець 17 і 18 на опорному кільці 16 - с служать упорні верхні ролики 21 і упорні нижні ролики 22, що розташовані в опорному кільці 16 і знаходяться в ц кінематичному зв'язку з поверхнями верхнього обертовою кільця 17 і нижнього обертового кільця 18. Між "» внутрішніми поверхнями обертових кілець 17 і 18 і зовнішньою поверхнею опорного кільця 16, установлені лабіринтові ущільнення 23. На зовнішній поверхні опорного кільця 16 розташовані аеродинамічні гребені 24, що перешкоджають перетіканню повітря з зони з більш високим тиском у зону з більш низьким тиском, тим самимFrom the Pylons 12, which serve to communicate the internal cavities of the pylons 12 with the cavity of the rectilinear output channel 7. Controlled valves 13 belong to the aircraft control system. The annular flow chamber 4 has a partition 14. The pylons 15 are located inside the annular flow chamber 4, and serve to M fix the stationary support ring 16. In the upper part of the support ring 16, there is a main rotating ring 17. In the lower part of the support ring 16, there is an additional rotating ring 18. Inside the support ring 16, a cavity is made, in which the drive of the rotating rings 17 and 18 is placed, and it consists of several electric motors 19, located at the same distance from each other and working synchronously. The power source for the electric motors 19 is a generator (not shown in the drawing), which is in kinematic connection with the supercharger 10. On the shafts of the electric motors 19 there are thrust drive rollers 20, which are in kinematic connection with the inner surfaces of the rotating rings 17 and 18 and provide 70 rotations of these rings in opposite directions. To fix the rotating rings 17 and 18 on the support ring 16 - c serve the upper thrust rollers 21 and the lower thrust rollers 22, which are located in the support ring 16 and are in kinematic connection with the surfaces of the upper rotating ring 17 and the lower rotating ring 18. Labyrinth seals 23 are installed between the inner surfaces of the rotating rings 17 and 18 and the outer surface of the support ring 16. On the outer surface of the support ring 16, there are aerodynamic ridges 24 that prevent the flow of air from a zone with a higher pressure to a zone with a lower pressure. thus
Ге») гребені 24 перешкоджають утворенню кінцевих вихрів у порожнині кільцевої проточної камери 4. У кожусі кільцевої проточної камери 4 передбачені вікна перепуску 25, через які порожнина кільцевої проточної камери 4 о повідомляється з внутрішньою порожниною в корпусі 1 літального апарата, що у свою чергу, повідомляється з -І атмосферою через різні технологічні отвори.Ge") ridges 24 prevent the formation of end vortices in the cavity of the annular flow chamber 4. In the casing of the annular flow chamber 4, bypass windows 25 are provided, through which the cavity of the annular flow chamber 4 o communicates with the internal cavity in the body 1 of the aircraft, which, in turn, communicates with -I atmosphere through various technological openings.
У перегородці 14 кільцевої проточної камери 4 виконаний отвір під опорне кільце 16 і обертові кільця 17 і ді 18. У передній частині кільцевої проточної камери опорне кільце 16 і обертові кільця 17 і 18 закриті захиснимIn the partition 14 of the annular flow chamber 4, a hole is made for the support ring 16 and the rotating rings 17 and 18. In the front part of the annular flow chamber, the support ring 16 and the rotating rings 17 and 18 are closed with a protective
Чл» кожухом 25, що охороняє обертові кільця 17 і 18 від взаємодії зі скошеним повітряним потоком, що виходи із прямолінійного вхідного каналу 5. Усередині вхідного прямолінійного каналу 5, безпосередньо за вхідним отвором 6 розташований направляючий апарат 26.Chl" casing 25, which protects the rotating rings 17 and 18 from interaction with the slanted air flow coming out of the rectilinear inlet channel 5. Inside the rectilinear inlet channel 5, directly behind the inlet opening 6, the guiding device 26 is located.
Система управління літальним апаратом складається з поворотних заслінок 27 розташованих над входом у вихідний отвір 8, з можливістю його перекриття. Геометричний центр вихідного отвору 8 сполучений зThe aircraft control system consists of rotary flaps 27 located above the entrance to the outlet 8, with the possibility of closing it. The geometric center of the output hole 8 is connected with
Р» вертикальною віссю літального апарата. Поворотні щитки 28 і 29 системи управління виконані у виді симетричних профілів і розташовані за нагнітачем 10 у проточній частині прямолінійного вихідною каналу 7 над вихідним отвором 8. Канали, що відводять, 30, 33, 36 системи управління відкриті з боку їхніх вільних торців бо 1 повідомлені з порожниною прямолінійного вихідного каналу 7 через порожнину пілонів 12 нагнітача 10 за допомогою керованих клапанів 13. Канали що відводять, ЗО забезпечують відвід частини стиснутого повітряного потоку з зони за робочим колесом нагнітача для керування літальним апаратом по крену. Вихідні отвори 31 каналів що відводять ЗО розташовані на діаметральних-протилежних кінцях корпуса 1 літального апарата на його поперечній осі. У вихідних отворах 31 каналів що відводять 30 знаходяться горизонтально розташовані 65 Кермові поверхні 32 що відхиляються. Канали, що відводять, 33 забезпечують відвід частини стиснутого повітряного потоку з зони за робочим колесом нагнітача для управління літальним апаратом за курсом. Вихідні отвори 34 каналів що відводять 33 розташовані в задній частині корпусу 1 на серединах дуг окружності між подовжньою і поперечною осями літального апарата. У вихідних отворах 34 знаходяться вертикально розташовані кермові поверхні 35. Канали, що відводять, 36 забезпечують відвід частини повітряного потоку для управління літальним апаратом по тангажу. Вихідні отвори 37 каналів що відводять 36 розташовані в задній частині корпусу 1 літального апарата симетрично щодо його подовжньої осі. У вихідних отворах 37 знаходяться горизонтально розташовані кермові поверхні 38 що відхиляються.P" vertical axis of the aircraft. The rotary shields 28 and 29 of the control system are made in the form of symmetrical profiles and are located behind the supercharger 10 in the flow part of the rectilinear output channel 7 above the output opening 8. The diverting channels 30, 33, 36 of the control system are open from the side of their free ends because 1 is reported with the cavity of the rectilinear output channel 7 through the cavity of the pylons 12 of the supercharger 10 with the help of controlled valves 13. The diverting channels, ZO provide the removal of a part of the compressed air flow from the area behind the impeller of the supercharger to control the aircraft on a roll. The outlet openings of the 31 channels leading away the ZO are located at diametrically opposite ends of the body 1 of the aircraft on its transverse axis. In the outlet openings 31 of the diverting channels 30 there are horizontally located 65 Steering surfaces 32 that deviate. The diverting channels 33 provide the removal of part of the compressed air flow from the area behind the supercharger impeller to control the aircraft on course. The outlet openings 34 of the diverting channels 33 are located in the rear part of the body 1 in the middle of the arcs of the circle between the longitudinal and transverse axes of the aircraft. In the outlet openings 34 there are vertically located steering surfaces 35. The diverting channels 36 provide the diversion of a part of the air flow for controlling the pitch of the aircraft. The outlet openings 37 of the diverting channels 36 are located in the rear part of the body 1 of the aircraft symmetrically about its longitudinal axis. In the output holes 37 there are horizontally located steering surfaces 38 that deviate.
У нижній частині корпусу 1 літального апарата розташований посадковий пристрій 39.Landing device 39 is located in the lower part of the body 1 of the aircraft.
Привод (на кресленні не показано) керованих клапанів 13, поворотних заслінок 27, поворотних щитків 28,29, 70 кермових поверхонь 32,35 і 38 знаходяться в електричному зв'язку з органами управління літальним апаратом.The drive (not shown in the drawing) of controlled valves 13, rotary flaps 27, rotary flaps 28,29, 70 steering surfaces 32,35 and 38 are in electrical communication with the aircraft control bodies.
Відомості, які підтверджують можливість здійснення винаходу.Information that confirms the possibility of implementing the invention.
Перед запуском силового нагнітача 10 літального апарата поворотні заслінки 27 знаходяться у вертикальному положенні, вхід у вихідний отвір 8 відкритий, а поворотні щитки 28 і 29 розташовані під кутом близько 457 до подовжньої осі літального апарата. Провадиться запуск силового нагнітача 10, що генерує 75 повітряний потік у вхідний отвір 6. Далі цей потік, проходячи через направляючий апарат 26 у прямолінійному вхідному каналі 5, змінює свій напрямок і потрапляє в кільцеву проточну камеру 4. Пройшовши по кільцевій проточній камері 4, повітряний потік відхиляться перегородкою 14 і потрапляє у вихідний прямолінійний канал 7, де за допомогою щитків 28 і 29, установлених під кутом до даного потоку, змінює напрямок свого руху, і через відкриті поворотні заслінки 27 потрапляє у вихідний отвір 8 і викидається в атмосферу. Провадиться 2о запуск привода обертових кілець 17 і 18, причому напрямок обертання верхнього обертового кільця 17 збігається з напрямком руху повітряного потоку в кільцевій проточній камері 4, а напрямок обертання нижньою обертового кільця 18 протилежно напрямку руху даного повітряного потоку. При взаємодії повітряного потоку з верхнім, співнаправленим йому обертовим кільцем 17, швидкість даного потоку над поверхнею обертового кільця збільшується. При взаємодії повітряного потоку з нижнім, протилежно спрямованим йому обертовим кільцем 18, швидкість даного потоку під поверхнею обертового кільця зменшується. У наслідок цього над поверхнею верхнього обертового кільця 17 утворюється зона зі зниженим тиском, а під поверхнею нижнього « обертового кільця 18 утворюється зона з підвищеним тиском. У результаті різниці тисків у повітряному потоці під поверхнею обертового кільця 18 і над поверхнею обертового кільця 17 створюється підйомна сила, що обумовлює реалізацію ефекту Магнуса. «ІBefore starting the power supercharger 10 of the aircraft, the rotary flaps 27 are in a vertical position, the entrance to the outlet 8 is open, and the rotary shields 28 and 29 are located at an angle of about 457 to the longitudinal axis of the aircraft. The power supercharger 10 is started, which generates 75 air flow into the inlet 6. Further, this flow, passing through the guide device 26 in the straight inlet channel 5, changes its direction and enters the annular flow chamber 4. After passing through the annular flow chamber 4, the air the flow is deflected by the partition 14 and enters the outlet rectilinear channel 7, where with the help of shields 28 and 29, installed at an angle to the given flow, it changes the direction of its movement, and through the open rotary valves 27 it enters the outlet 8 and is released into the atmosphere. The drive of the rotating rings 17 and 18 is started 2o, and the direction of rotation of the upper rotating ring 17 coincides with the direction of the air flow in the annular flow chamber 4, and the direction of rotation of the lower rotating ring 18 is opposite to the direction of movement of this air flow. When the air flow interacts with the upper rotating ring 17 aligned with it, the speed of this flow over the surface of the rotating ring increases. When the air flow interacts with the lower rotating ring 18 directed opposite to it, the speed of this flow under the surface of the rotating ring decreases. As a result, a zone with reduced pressure is formed above the surface of the upper rotating ring 17, and a zone with increased pressure is formed under the surface of the lower rotating ring 18. As a result of the pressure difference in the air flow under the surface of the rotating ring 18 and above the surface of the rotating ring 17, a lifting force is created, which determines the implementation of the Magnus effect. "AND
Перед зльотом силовий нагнітач 10 переводить у злітний режим. Доводять швидкість обертання обертових кілець 17 і 18 до величини, що відповідає злітному режиму. Підйомна сила літального апарата буде складатися з с піднімальної сили, що виникає при взаємодії повітряного потоку, який генерується нагнітачем 10 з обертовими рч- кільцями 17 і 18 ії сили тяги, створеної повітряним потоком, що виходить Через отвір 8. Як тільки величина підйомної сили перевищить злітну вагу літального апарата, починається його плавний підйом нагору. сBefore takeoff, the power supercharger 10 switches to takeoff mode. Bring the speed of rotation of the rotating rings 17 and 18 to the value corresponding to the take-off mode. The lifting force of the aircraft will consist of the lifting force generated by the interaction of the air flow generated by the supercharger 10 with the rotating rch-rings 17 and 18 and the thrust force created by the air flow exiting through hole 8. As soon as the lifting force exceeds take-off weight of the aircraft, its smooth ascent begins. with
При переведенні літального апарата з режиму вертикального зльоту в режим горизонтального польоту, «о поворотні щитки 28 і 29 установлюють по потоку повітря у вихідному прямолінійному каналі 7, а поворотні заслінки 27 встановлюються в горизонтальне положення і перекривають вхід у вихідний отвір 8. Таким чином, повітряний потік від силового нагнітача 10 проходить через вихідний прямолінійний канал 7 і викидається в « атмосферу через вихідний отвір 9, створюючи горизонтальної тягу. Перехідний режим відсутній, тому що підйомна сила, створювана за допомогою взаємодії обертових кілець 17 і 18, з повітряним потоком у кільцевій с проточній камері 4, спрямована нагору паралельно вертикальній осі літального апарата на всіх режимах його й польоту. "» При розвороті літального апарата вліво щодо вертикальної осі, керовані клапани 13 пілонів 12, порожнини яких повідомлені з порожниною каналів що відводять 33, встановлюються в положення "відкрите", а кермові поверхні 35 відхиляються вліво. Це приводить до того, що повітряний потік через відкриті клапани 13 пілонівWhen the aircraft is transferred from the vertical take-off mode to the horizontal flight mode, the rotary flaps 28 and 29 are installed along the air flow in the outlet rectilinear channel 7, and the rotary flaps 27 are installed in a horizontal position and block the entrance to the outlet 8. Thus, the air the flow from the power supercharger 10 passes through the output rectilinear channel 7 and is ejected into the atmosphere through the output hole 9, creating a horizontal thrust. There is no transitional mode, because the lifting force created by the interaction of the rotating rings 17 and 18 with the air flow in the annular flow chamber 4 is directed upwards parallel to the vertical axis of the aircraft in all flight modes. "" When turning the aircraft to the left relative to the vertical axis, the controlled valves 13 of the pylons 12, the cavities of which communicate with the cavity of the diverting channels 33, are set to the "open" position, and the steering surfaces 35 are deflected to the left. This leads to the fact that the air flow through open valves of 13 pylons
Ге») 12 надходить у внутрішні порожнини каналів що відводять 33 на виході з яких, цей потік відхиляється кермовими поверхнями 35 у ліву сторону. Унаслідок цього, виникає керуючий момент щодо вертикальної осі літального о апарата, спрямований вправо і літальний апарат розвертається у ліву сторону проти годинної стрілки. -І Розворот літального апарата вправо щодо вертикальної осі здійснюється аналогічним образом. При цьомуGe") 12 enters the internal cavities of the draining channels 33 at the exit of which, this flow is deflected by the steering surfaces 35 to the left side. As a result, there is a control moment about the vertical axis of the aircraft, directed to the right and the aircraft rotates to the left side counterclockwise. -I Turning the aircraft to the right relative to the vertical axis is carried out in a similar way. With
Керовані клапани 13 у пілонах 12, порожнини яких повідомлені з порожниною каналів, що відводять 33 ді встановлюються в положення "відкрите", а кермові поверхні 35 відхиляються вправо. Це приводить до того, щоThe controlled valves 13 in the pylons 12, the cavities of which are communicated with the cavity of the draining channels 33 and are set to the "open" position, and the steering surfaces 35 are deflected to the right. This leads to the fact that
Чл» повітряний потік через відкриті клапани 13 пілонів 12 потрапляє у внутрішні порожнини каналів що відводять 33 на виході з яких, цей потік відхиляється кермовими поверхнями 35 у праву сторону. Унаслідок цього, з'являється керуючий момент щодо вертикальної осі літального апарата, спрямований вліво і літальний апарат розвертається у праву сторону по ходу годинної стрілки.The air flow through the open valves 13 of the pylons 12 enters the internal cavities of the diverting channels 33 at the exit of which, this flow is deflected by the steering surfaces 35 to the right. As a result, there is a control moment relative to the vertical axis of the aircraft, directed to the left and the aircraft rotates to the right in a clockwise direction.
Управління літальним апаратом по тангажу здійснюється таким чином. Для введення літального апарата вAircraft pitch control is carried out as follows. To enter the aircraft in
Р» режим пікірування, керовані клапани 13 на пілонах 12, зв'язаних з каналами що відводять Зб встановлюються в положення "відкрито". Горизонтальні кермові поверхні 38 відхиляються вниз. У результаті чого, частина стиснутого повітряного потоку надходить у відкриті порожнини пілонів 12, повідомлених з каналами, що бор Відводять З6, на виході з яких повітряний потік відхиляється кермовими поверхнями 38 униз. У результаті чого, у задній частині літальною апарата з'являється керуючий момент, спрямований нагору, що забезпечує введення літального апарата в режим пікірування.P" diving mode, controlled valves 13 on pylons 12, connected to the channels leading away Zb are set to the "open" position. Horizontal steering surfaces 38 deflect down. As a result, a part of the compressed air flow enters the open cavities of the pylons 12, which are connected with channels that are diverted by Z6, at the exit of which the air flow is deflected by the steering surfaces 38 down. As a result, a control moment directed upwards appears in the rear of the aircraft, which ensures the introduction of the aircraft into the dive mode.
Для компенсації пікіруючого моменту, керовані клапани 13 пілонів 12, повідомлених з каналами, що відводять 36, утримуються в положенні "відкрите", а кермові поверхні 38 відхиляються нагору. Це приводить до 65 Відхилення повітряного потоку, що виходить з каналів, що відводять Зб, нагору, і появи в задній частині літального апарата керуючого моменту, спрямованого вниз і літальний апарат повертається у положення горизонтального польоту. Після чого, керовані клапани 13 встановлюються в положення "закрите", а кермові поверхні 38 встановлюються в горизонтальне положення.To compensate for the diving moment, the controlled valves 13 of the pylons 12, communicated with the diverting channels 36, are kept in the "open" position, and the steering surfaces 38 are deflected upwards. This leads to 65 Deviation of the air flow coming out of the channels diverting Zb, upwards, and the appearance in the rear of the aircraft of a control moment directed downwards and the aircraft returns to the position of horizontal flight. After that, the controlled valves 13 are set to the "closed" position, and the steering surfaces 38 are set to the horizontal position.
Для швидкого розгону літального апарата в горизонтальній площині можна використовувати режимThe mode can be used for rapid acceleration of the aircraft in the horizontal plane
Пікірування з невеликим кутом і утримувати літальний апарат у цьому положенні. Це призведе до того, що у вектора піднімальної сили, створюваної літальним апаратом, з'явиться горизонтальна складова, спрямована убік польоту літального апарата. Величина вертикальної складової піднімальної сили, при цьому, трохи зменшиться, тому для підтримки режиму горизонтального польоту величина загальної піднімальної сили літального апарата повинна бути збільшена шляхом зміни режиму роботи силового нагнітача 10 убік збільшення його потужності і 70 збільшення швидкості обертання кілець 17 і 18.Plunge at a small angle and hold the aircraft in this position. This will lead to the fact that the vector of the lifting force created by the aircraft will have a horizontal component directed to the side of the flight of the aircraft. At the same time, the value of the vertical component of the lifting force will decrease slightly, therefore, to maintain the horizontal flight mode, the value of the total lifting force of the aircraft must be increased by changing the mode of operation of the power supercharger 10 to the side of increasing its power and 70 increasing the speed of rotation of rings 17 and 18.
Управління літальним апаратом по крену здійснюється в такий спосіб. При крені літального апарата вліво керовані клапани 13 пілонів 12, повідомлені з каналами що відводять ЗО встановлюються в положення "відкрите". Кермові поверхні 32, що знаходяться у вихідному отворі каналу що відводить З0, і розташовані з лівої сторони від подовжньої осі літального апарата, відхиляються нагору. Кермові поверхні 32, що знаходяться 7/5 У вихідному отворі каналу що відводить З0, ії розташовані з правої сторони від подовжньої осі літального апарата, відхиляються вниз. Повітряний потік через відкриті керовані клапани 13 пілонів 12, надходить у канали що відводять 30. На виході з лівого каналу що відводить 30 повітряний потік відхиляється кермовими поверхнями 32 нагору, а на виході з правого каналу що відводить 30, повітряний потік відхиляється кермовими поверхнями 32 униз. Це приводить до появи пари моментів що кренять, лівий з яких спрямований униз, а правий 2о 7 нагору, що у свою чергу приводить до крену літального апарата вліво.Control of the aircraft in roll is carried out in the following way. When the aircraft rolls to the left, the controlled valves 13 of the pylons 12, connected to the channels leading to the ZO, are set to the "open" position. The steering surfaces 32, which are located in the outlet opening of the channel diverting Z0, and are located on the left side of the longitudinal axis of the aircraft, are deflected upwards. Steering surfaces 32, which are located 7/5 In the outlet opening of the channel diverting Z0, and are located on the right side of the longitudinal axis of the aircraft, are deflected downwards. The air flow through the open controlled valves 13 of the pylons 12 enters the diverting channels 30. At the exit from the left diverting channel 30, the air flow is deflected by the steering surfaces 32 up, and at the exit from the right diverting channel 30, the air flow is deflected by the steering surfaces 32 down . This leads to the appearance of a pair of pitching moments, the left one of which is directed downward, and the right one is 2o7 up, which in turn leads to the roll of the aircraft to the left.
Крен літального апарата в праву сторону здійснюється аналогічно крену літального апарата в ліву сторону, з тією лише різницею, що кермові поверхні 32 лівою каналу що відводить ЗО відхиляються вниз, а кермові поверхні 32 правого каналу що відводить 30 відхиляються нагору. Це приводить до появи пари моментів, що кренять, лівий з яких спрямований нагору, а правий - униз, що у свою чергу приводить до крену літального апарата вправо.The roll of the aircraft to the right side is carried out similarly to the roll of the aircraft to the left side, with the only difference that the steering surfaces 32 of the left channel diverting ZO are deflected downward, and the steering surfaces 32 of the right channel diverting 30 are deflected upwards. This leads to the appearance of a pair of pitching moments, the left of which is directed up, and the right - down, which in turn leads to the roll of the aircraft to the right.
Перед посадкою вектор підйомної сили спрямований нагору і величина його дорівнює вектору сили ваги « літального апарата в даний момент часу. Поворотні заслінки 27 встановлюються у вертикальне положення, відкриваючи вихідний отвір 8, а поворотні щитки 28 і 29 установлюються під кутом до повітряного потоку в поворотні щитки 28 і 29 установлюються під кутом до повітряного потоку в прямолінійному вихідному каналі 7. «ІBefore landing, the lift force vector is directed upwards and its magnitude is equal to the weight force vector of the aircraft at this moment in time. The rotary flaps 27 are set in a vertical position, opening the outlet 8, and the rotary flaps 28 and 29 are set at an angle to the air flow in the rotary flaps 28 and 29 are set at an angle to the air flow in the straight outlet channel 7. "And
Унаслідок цього, повітряний потік змінює свій напрямок і викидається в атмосферу через вихідний отвір 8.As a result, the air flow changes its direction and is released into the atmosphere through the outlet 8.
Швидкість обертових кілець 17 і 18 зменшують доти, поки величина підйомної сили, не досягне оптимального с значення, при якому забезпечується безпечне вертикальне зниження літального апарата з мінімальною - швидкістю. Зниження провадиться аж до моменту торкання посадковим пристроєм 39 літального апарата поверхні посадкової площадки. с (Се)The speed of the rotating rings 17 and 18 is reduced until the amount of lifting force reaches the optimal c value, which ensures a safe vertical descent of the aircraft with a minimum - speed. The descent is carried out until the landing device 39 touches the surface of the landing pad. with (Se)
Claims (4)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA2003054215A UA62724A (en) | 2003-05-12 | 2003-05-12 | Aircraft of "flying plate" type |
| RU2004106361/11A RU2264952C1 (en) | 2003-05-12 | 2004-03-02 | Flying vehicle, type flying saucer |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA2003054215A UA62724A (en) | 2003-05-12 | 2003-05-12 | Aircraft of "flying plate" type |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA62724A true UA62724A (en) | 2003-12-15 |
Family
ID=34392527
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2003054215A UA62724A (en) | 2003-05-12 | 2003-05-12 | Aircraft of "flying plate" type |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2264952C1 (en) |
| UA (1) | UA62724A (en) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| UA28455U (en) * | 2007-07-30 | 2007-12-10 | Vertical take-off and landing flight vehicle | |
| RU2475416C2 (en) * | 2011-02-07 | 2013-02-20 | Анатолий Тимофеевич Кожанов | Aircraft |
| RU2458822C1 (en) * | 2011-05-18 | 2012-08-20 | Пётр Иванович Дуров | Vertical take-off and landing aircraft |
| RU2475417C1 (en) * | 2011-07-07 | 2013-02-20 | Николай Борисович Болотин | Flaying saucer-type aircraft |
| RU2470834C1 (en) * | 2011-07-27 | 2012-12-27 | Николай Борисович Болотин | Aircraft |
| RU2503589C1 (en) * | 2012-07-05 | 2014-01-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ивановский государственный энергетический университет имени В.И. Ленина" (ИГЭУ) | Vtol aircraft control |
| RU2504500C1 (en) * | 2012-07-16 | 2014-01-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ивановский государственный энергетический университет имени В.И. Ленина" (ИГЭУ) | Vertical take-off and landing aircraft (versions) |
| CN103253369A (en) * | 2013-05-14 | 2013-08-21 | 张红艳 | Saucer-shaped air vehicle capable of being conveniently swerved |
| CZ308579B6 (en) * | 2014-07-04 | 2020-12-16 | Zdeněk Janda | A vertical takeoff and landing airplane |
| RU2623029C1 (en) * | 2016-04-29 | 2017-06-21 | Алексей Павлович Кузнецов | Aircraft |
| CN106005402B (en) * | 2016-06-18 | 2018-09-04 | 夏建国 | Flying disk type VTOL hypersonic speed jet stealth aircraft |
-
2003
- 2003-05-12 UA UA2003054215A patent/UA62724A/en unknown
-
2004
- 2004-03-02 RU RU2004106361/11A patent/RU2264952C1/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004106361A (en) | 2005-08-10 |
| RU2264952C1 (en) | 2005-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA62724A (en) | Aircraft of "flying plate" type | |
| US5178344A (en) | VTOL aircraft | |
| US5407150A (en) | Thrust unit for VTOL aircraft | |
| JPH01301495A (en) | Lift generator, flying body using same and lift generating method | |
| EP2347955A2 (en) | Aircraft system that enables ground traveling | |
| CN104816823A (en) | Duct rotary wing aircraft | |
| US20090199536A1 (en) | Process for reversing the thrust produced by a propulsion unit of an aircraft, device for its implementation, nacelle equipped with said device | |
| KR20170111589A (en) | Transformable drone | |
| EP1592613A1 (en) | Anti-torque and yaw-control system for a rotary-wing aircraft | |
| RU2670357C1 (en) | Method for increasing aircraft wing lifting power with jet propulsion of bypass turbojet engines (btje) with contour degree of greater than 2 and aircraft using this method (variants) | |
| CN204623838U (en) | A kind of duct rotor craft | |
| CN109094778A (en) | A kind of unmanned plane formula Succor plain stage | |
| RU2151717C1 (en) | Flying saucer | |
| WO2017034359A1 (en) | Unmanned flying object capable of flying without propeller | |
| RU2360839C1 (en) | Flying vehicle "flying saucer" | |
| US3312425A (en) | Aircraft | |
| RU2406650C1 (en) | Method of creating aircraft lift or thrust | |
| US3072366A (en) | Fluid sustained aircraft | |
| GB2351271A (en) | Aircraft with annular wing | |
| KR20230143529A (en) | Multi-Layer Structure Airfoil-Shaped Aircraft | |
| WO2012146931A1 (en) | Lift generating device | |
| RU2495795C1 (en) | Transport facility | |
| WO2020145640A1 (en) | Aerial vehicle | |
| JP7434341B2 (en) | Aircraft and how they operate | |
| TW202210370A (en) | Engine for an aircraft, method for operating an engine for an aircraft and aircraft with at least one engine |