Способ создания подъемной силы для летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушного транспорта. Согласно способу для создания подъемной силы летательного аппарата используют принцип, основанный на вращении динамических несущих элементов вокруг собственной оси и одновременно вокруг центральной оси, перпендикулярной плоскости их вращения. Для создания подъемной силы летательного аппарата в качестве динамических несущих элементов используют диски, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков, при этом для создания подъемной силы диски, входящие в каждую группу, вращают в противоположных направлениях и с различными скоростями. При этом для управления величиной тяги летательного аппарата угол наклона плоскости вращения дисков к горизонтальной плоскости меняют в пределах 0-45°. Для балансировки динамических нагрузок на центральный приводной вал группы дисков размещают концентрично центральной оси вращения и на равных друг от друга расстояниях. Предложенный способ обеспечивает появление комбинированной тяги для летательного аппарата, обусловленной как аэродинамическими силами, так и гироскопическим эффектом. При этом существенно уменьшается коэффициент трения воздушного потока о плоскость вращающихся дисков, что в определенной степени повышает и КПД силового привода летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушного транспорта.

Известен способ создания подъемной силы, реализованный в летательном аппарате ″турболет″ (Патент РФ 2268845, МПК В64С 39/06, опубл. 27.01 2006 г. ), где подъемная сила для летательного аппарата создается путем вращения в противоположных направлениях двух соосных, расположенных в параллельных плоскостях кольцевых дисков, с набором обладающих аэродинамическим качеством пластинок - кольцевых крыльев, которые имеют различный диаметр для исключения их взаимовлияния, причем кольцевое крыло большего диаметра расположено выше кольцевого крыла меньшего диаметра.

Известный способ достаточно сложен в реализации, в связи с чем не нашел практического применения.

Известен также способ создания подъемной силы, в котором крыло аэродинамического профиля выполняют в форме конусного кольца, усеченная вершина конуса которого направлена вниз (Патент РФ №2089458, МПК В64С 29/00, опубл. 10.09.1997). 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.

Способ позволяет создать летательные аппараты вертикального взлета, однако при этом неэффективно используется площадь крыла для создания подъемной силы.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является способ создания подъемной силы летательного аппарата, реализованный в техническом решении «Тяговое устройство и приводной динамический несущий элемент тягового устройства (Патент РФ № 2344965, МПК В63Н 9/02, В64С 23/08, опубл. 27.01.2009 г. ПРОТОТИП).

Суть данного способа заключается в том, что для создания подъемной силы приводные динамические несущие элементы объединяют в один каркас, который вращают относительно центральной оси в одну сторону, при этом оси вращения динамических несущих элементов располагают параллельно этой оси, а сами элементы вращают в направлении, противоположном направлению вращения каркаса с динамическими несущими элементами. Приводной динамический несущий элемент имеет конусоидальную форму и выполнен с возможностью вращения продольной оси динамического несущего элемента под углом к оси вращения. Приводной динамический несущий элемент может быть размещен в нижней части с обратным конусом.

Данный способ, принятый нами в качестве прототипа, достаточно сложен в реализации. Для создания тягового усилия используется известный эффект Магнуса. Другие физические эффекты одновременно с эффектом Магнуса не используются. Поэтому тяговое усилие остается низким и не эффективным. Используемые в данном способе несущие элементы в виде усеченных конусов делают конструкцию летательного аппарата громоздким и материалоемким.

Техническим результатом заявленного технического решения является упрощение способа и повышение суммарного тягового усилия летательного аппарата за счет одновременного использования аэродинамических сил, в сочетании с другими физическими эффектами.

Технический результат достигается тем, что в известном способе создания подъемной силы для летательного аппарата путем вращения динамических несущих элементов вокруг собственной оси и одновременно вокруг центральной оси, перпендикулярной плоскости их вращения, согласно изобретению для создания подъемной силы в качестве динамических несущих элементов используют диски, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков, при этом для создания подъемной силы летательного аппарата диски, входящие в каждую группу, вращают в противоположных направлениях и с различными скоростями, при этом для управления величиной тяги угол наклона плоскости вращения дисков к горизонтальной плоскости меняют в пределах 0-45°.

Технический результат достигается и тем, что группы дисков размещают концентрично центральной оси вращения и на равных друг от друга расстояниях.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображены:

на фиг. 1 - схема тягового устройства, реализующего способ (вид сбоку);

на фиг. 2 - динамические несущие элементы (вид сверху);

на фиг. 3 - схема формирования тяги при взаимодействии динамического несущего элемента с воздушной средой.

Тяговое устройство, реализующее способ (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3), содержит центральный приводной вал 1, кинематически связанный с силовой установкой 2. К центральному валу 1 прикреплены несущие консоли 3, кинематически связанные с автоматом перекоса 4. На конце каждой несущей консоли 3 размещена платформа 5, оснащенная динамическими несущими элементами - дисками 6, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков 6. Диски 6 в каждой группе размещены в одной плоскости вращения и кинематически связаны с силовым приводом 7 посредством цепной передачи 8, обеспечивающим вращение дисков 6 вокруг собственной оси с заданной скоростью и в заданном направлении (фиг. 2). Оси динамических несущих элементов (дисков) 6 размещены параллельно друг относительно друга. Автомат перекоса 4 в процессе вращения системы дисков 6 вокруг оси центрального вала 1 обеспечивает возможность менять угол наклона платформы 5 с дисками 6 в пределах 0-45°. Диски 6 в группах могут располагаться как под консолью 3, так и над ней, как показано на чертежах (фиг. 1, фиг. 2).

Способ с помощью данного устройства реализуется следующим образом.

Вращающимся вокруг своих продольных осей динамическим несущим элементам 6, расположенным на платформе 5, придают второе вращение вокруг оси центрального вала 1, кинематически связанного с силовой установкой 2. При этом динамические несущие элементы 6, размещенные на одной платформе 5, вращают в противоположных направлениях так, как показано на чертеже (фиг. 2). При этом угол наклона платформы 3 относительно плоскости вращения вокруг оси центрального вала 1 (угол атаки) может меняться в пределах от нуля до 45°. В результате участия динамических несущих элементов 6 в двух направлениях происходит следующее: вращающиеся вокруг своих продольных осей динамические несущие элементы (диски) 6 набегают на воздушный поток. При этом над каждым динамическим несущим элементом (диском) 6 (см. фиг. 3) по аналогии с авиационным крылом возникает зона пониженного давления, а снизу - зона повышенного давления, что обеспечивает подъемную силу летательного аппарата. Данная сила имеет место при углах атаки α, превышающих 0°. Кроме того, при одновременном вращении дисков 6 вокруг собственной оси и вокруг оси центрального вала 1 возникает гироскопический момент М, который действует на всю систему и зависит от угла атаки ″α″. Так, при α=0 М=0, а при α=90° гироскопический момент М имеет максимальное значение. В нашем случае угол атаки ″α″ ограничен пределами 0<α<45°. Данное ограничение обусловлено тем, что с повышением угла атаки α сила лобового сопротивления возрастает и достигает максимума при α=90°. При этом подъемная сила, обусловленная аэродинамическими силами, равняется нулю. Что же касается сил, действующих на систему вследствие возникновения гироскопического момента от вращающихся дисков 6 в двух направлениях, то тут происходит все обратно: при α=0 М=0, а при α=90° гироскопический момент ″М″ становится максимальным. Таким образом, меняя скорость вращения дисков вокруг собственной оси и вокруг центральной оси вала 1, а также меняя угол атаки «α» в заданных пределах 0<α<45°, можно управлять величиной подъемной силы. Помимо гироскопического момента при одновременном вращении дисков вокруг собственной оси, и вокруг оси центрального вала 1 при α=0 на систему в целом действуют также силы, обусловленные эффектом Магнуса. Для тонких вращающихся дисков, где площадь кромки диска по периметру мала, силы, обусловленные эффектом Магнуса, становятся незначительными. В этой связи влияние данных сил на величину суммарной подъемной силы летательного аппарата, в представленном материале не рассматривается.

Авторами проведена оценка величины подъемной силы Р2 для одного диска, вращающегося одновременно вокруг собственной оси и вокруг оси центрального вала. При этом были приняты следующие условия:

радиус диска r=0,2 м; радиус инерции вращающегося диска rин=0,5r = 0,1 м; масса диска m=0,1 кг; расстояние от центра диска до оси центрального вала R=0,25 м; скорость вращения диска относительно собственной оси ω1=100 об/сек (628 рад/сек); скорость вращения диска относительно оси центрального вала ω1=10 об/сек (62,8 рад/сек); угол атаки принимаем 15°.

Используя известные расчетные формулы (С.М. Тарг. Краткий курс теоретической механики. - М.: Наука, 1968, с. 405-406), определили гироскопический момент вращающегося диска с учетом угла атаки по формуле:

где момент инерции диска (кг·м2).

Далее, по значению гироскопического момента М нашли величину подъемной силы Р1, создающего одним диском

Затем, в соответствии со схемой, представленной на чертеже (фиг. 3) ,определили вторую компоненту подъемной силы Р2, обусловленную аэродинамическими силами по классической формуле

где

Су - коэффициент подъемной силы. Данный коэффициент представляет собой безразмерную величину, характеризующую подъемную силу крыла (диска) заданного профиля при заданном угле атаки. Для диска при угле атаки 15° принимаем Су=0,3;

S - площадь диска, м2;

W - линейная скорость движения центра диска относительно оси центрального вала, м/с;

ρ - плотность воздуха.

Для рассматриваемого случая имеем: S=0,126 м2, W=15,7 м/с, ρ=1,22 кг/м3 (при температуре воздуха 15°).

Подставляя исходные данные в искомую формулу для Р2, находим

Суммарная подъемная сила, обусловленная гироскопическим эффектом и аэродинамическими силами, для одного диска составляет

Для системы, состоящей из четырех дисков, суммарная подъемная сила составит 343,2 Н (34,32 кГ).

Таким образом, проведенный расчет подъемной силы свидетельствует о том, что предложенный способ обеспечивает появление комбинированной тяги для летательного аппарата, обусловленной как аэродинамическими силами, так и гироскопическим эффектом. При этом существенно уменьшается коэффициент трения воздушного потока о плоскость вращающихся дисков, что в определенной степени повышает и КПД силового привода летательного аппарата.

В настоящее время проведены предварительные испытания способа на упрощенных моделях, в результате которых получены обнадеживающие результаты, которые будут использованы при создании пилотного варианта нового летательного аппарата, действующего на описанных выше принципах.

1. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата путем вращения динамических несущих элементов вокруг собственной оси и одновременно вокруг центральной оси, перпендикулярной плоскости их вращения, отличающийся тем, что для создания подъемной силы в качестве динамических несущих элементов используют диски, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков, при этом для создания подъемной силы летательного аппарата диски, входящие в каждую группу, вращают в противоположных направлениях и с различными скоростями, при этом для управления величиной тяги летательного аппарата угол наклона плоскости вращения дисков к горизонтальной плоскости меняют в пределах 0-45°.

2. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что группы дисков размещают концентрично центральной оси вращения на равных друг от друга расстояниях.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам полета летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Способ полета включает создание воздушного потока, направленного сверху вниз, соосными движителями с лопатками, вращающимися в противоположные стороны.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам получения подъемной силы. Способ образования подъемной силы заключается в том, что в аппарате вращают рабочее колесо, лопатки которого двигаются со сверхзвуковой скоростью.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Гидросамолет вертикального взлета и посадки оснащен устройством для отклонения вектора тяги, расположенным в верхней части центроплана, имеющего форму обратного V, по обе стороны которого расположены две лодки-фюзеляжа с выпускными надувными поплавками и кабинами для экипажа.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям и способам преобразования комбинированных винтокрылых летательных аппаратов. Способ преобразования самолета вертикального взлета и посадки, имеющего крыло (3) и несущий винт, состоящий из диска (1), из которого на взлете и посадке выпускают лопасти несущего винта (6), заключается в том, что крыло самолета (3) устанавливают по схеме высокоплан, в его центроплан (2) помещают диск (1), верхнюю часть которого на взлете или посадке выдвигают из центроплана (2) в воздушный поток, раскручивают диск (1) и превращают в несущий винт, выпуская из него лопасти (6).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Атмосферная летающая тарелка имеет корпус, реактивный двигатель, кабину пилота и пассажиров со штурвалом управления, приборной панелью, креслом пилота и креслом пассажира.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета. Летательный аппарат состоит из фюзеляжа (2), силовой установки, подъемного механизма, двух турбовинтовых двигателей (8), хвостового вентилятора (12) с изменяющимся положением лопаток, шасси, подвески для транспортировки груза.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Транспортное средство содержит герметичный корпус (1) основного модуля, силовую раму (3), закрепленную по периметру герметичного корпуса с встроенными в нее движителями (4) с вертикальным расположением осей тяги и системой отклонения вектора тяги, крыло (5), расположенное с внешней стороны движителей (4).

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам создания подъемной силы летательных аппаратов. Летательный аппарат выполнен в виде двух дискообразных поверхностей, размещенных одна над другой с зазором между ними.

Изобретение относится к области авиа- и судостроения, в частности к созданию движителей судов и летательных аппаратов. Способ создания подъемной силы заключается в том, что в рабочей аэродинамической или гидродинамической среде подъемную силу создают вращением поверхностей второго порядка, например вращают прямой, круглый, полый конус относительно оси, проходящей через центр окружности основания и вершину.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления ЛА вертолетного типа. Способ управления ЛА включает смещение центра тяжести ЛА относительно тяги движителя, при этом смещение осуществляют по сферической поверхности с центром, лежащим вне ЛА, или цилиндрической поверхности с осевой линией, лежащей вне ЛА.

Изобретение относится к области транспортной технике, а именно к тяговым устройствам, основанным на использовании эффекта Магнуса. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к конструкции вертолетов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .

Изобретение относится к авиационной техники и может быть использовано в лекарственных аппаратах в качестве устройства, создающего подъемную силу. .

Изобретение относится к конструкциям движителей летательных аппаратов. Гибридный несущий винт (14) для летательного аппарата имеет использующий эффект Магнуса несущий винт (30), несущий винт (32) с поперечным направлением потока и направляющее устройство (34). Использующий эффект Магнуса несущий винт посредством первого приводного устройства (20) приводится в движение вокруг оси (38) и имеет замкнутую боковую поверхность (36). Несущий винт с поперечным направлением потока вращательно закреплен вокруг оси вращения и имеет множество (40) проходящих аксиально лопастей (42), которые посредством второго приводного устройства (22) приводятся в движение вокруг оси вращения и которые выполнены неподвижными относительно тангенциального углового положения (54). Использующий эффект Магнуса несущий винт расположен внутри несущего винта с поперечным направлением потока, и ось использующего эффект Магнуса несущего винта проходит в направлении оси вращения. Направляющее устройство имеет корпусной сегмент (56), который в направлении контура частично окружает несущий винт с поперечным направлением потока, при этом корпусной сегмент имеет механизм (58) изменения положения относительно оси использующего эффект Магнуса несущего винта. Достигается снижение веса и повышение экономичности при изготовлении. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Турбодиск // 2572980
Изобретение относится к летательным аппаратам, перемещающимся в различных средах. Турбодиск содержит корпус дискообразной формы, имеющий цилиндрический салон, обод-обтекатель в виде кольца на периферии, объединенные в жесткую конструкцию движителем, содержащим управляемые верхнее, среднее и нижнее жалюзи, между которыми находятся кольцеобразные турбины, взаимно противоположного вращения, связанные главной передачей с редуктором и двигателем, расположенными в салоне, имеющие возможность прямого и реверсивного вращения. Жалюзи выполнены в виде радиально расположенных пластин, имеющих трубчатые оси для пропуска коммуникаций, крепящиеся с возможностью вращения к стенке салона и ободу и образующие жесткую конструкцию. В ободе-обтекателе передней части корпуса находится входное отверстие, в задней части - сопло с двойным килем, стабилизатором, рулями направлений и высоты. Достигается улучшение летно-технических характеристик. 28 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит составное крыло, состоящее из генератора спрямленного воздушного потока и нескольких блоков с аэродинамическими поверхностями. Аэродинамические поверхности в виде крылышек по четыре ряда с предохранительными вертикальными плоскостями установлены в блоки крыльев таким образом, что по вертикали крылышки одно от другого расположены на расстоянии двойной ширины крылышка, а по горизонтали один ряд отстоит от другого на ширину крылышка. Второй ряд по вертикали относительно первого ряда поднят вверх на ширину крылышка, третий ряд относительно первого поднят на одну треть ширины крылышка, четвертый ряд по вертикали относительно третьего ряда поднят вверх на ширину крылышка. Перед первым блоком крылышек установлен вентилятор со спрямляющим воздушный поток устройством, при этом длина сборки блоков составляет три рабочих диаметра вентилятора. Достигается повышение энергетической эффективности и увеличение дальности полета летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов с гибридными силовыми установками. Гибридный самолет короткого взлета и посадки (ГСКВП) выполнен по дупланной схеме, содержит на крыльях электрические и гибридные мотогондолы соответственно с четырьмя передними винтами и двумя задними винтами, размещенными соответственно на цельноповоротных консолях и на концах поворотных редукторов, и имеет фюзеляж, хвостовое оперение, двигатели параллельно-последовательной гибридной силовой установки, передающие мощность на соответствующие поворотные винты. ГСКВП выполнен с главной турбовинтовой силовой установкой (СУ), разноуровневыми крыльями, первое из которых, низкорасположенное, смонтировано впереди второго высокорасположенного крыла и концепции разнесенного расположения на крыльях двух трехдвигательных систем с распределенной тягой разновеликих винтов по схеме 2+4. Четыре меньших винта при выполнении короткого разбега имеют промежуточное отклонение от горизонтального положения на угол -15° и ускоренное отклонение вниз с угла -15° на угол -60° при достижении скорости движения 85% и 95% от взлетной скорости и конечное положение при расположении оси их вращения параллельно средней линии закрылка второго крыла. Достигается увеличение весовой отдачи, дальности полета, транспортной и топливной эффективности. 3 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам с вертикальным взлетом или посадкой. Аппарат содержит фюзеляж, двигатели, винты. Аппарат дополнительно снабжен ресивером, являющимся внутренней полостью фюзеляжа. Винты заключены в кольца, которые являются входами в ресивер. Выходы из ресивера находятся по периметру и днищу фюзеляжа и снабжены заслонками. Достигается упрощение конструкции ЛА, его управления, повышается аэродинамическое качество, увеличивается скорость. 4 ил.
Наверх