Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата

Изобретение относится к авиации. Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата заключается в регулировании тяги двигателя летательного аппарата и изменении профиля крыла (1) или снижении давления в верхней части крыльев при посадке и взлете. При посадке и взлете над верхней частью крыльев (1), преимущественно над передними кромками (2), и фюзеляжа (3) понижают давление за счет распыла криогенной жидкости, например жидкого азота. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при создании летательных аппаратов классической формы, так и типа «летающее крыло», блюдца, аппаратов, приспособленных для движения на воздушной подушке с минимальной крейсерской скоростью при посадке и взлете.

Известен способ торможения воздушного винта турбовинтового двигателя со свободной турбиной [1], в котором для торможения воздушного винта на стоянке при работающем двигателе сначала снижают режим работы двигателя до режима «малого газа», а затем производят дополнительное снижение мощности свободной турбины путем уменьшения площади сечения на срезе выходного устройства с помощью подвижной перфорированной заслонки. Однако такой способ лишь косвенно влияет на подъемную силу летательного аппарата.

Известен способ регулирования тяги двигателя летательного аппарата в полете [2], включающий изменение площади выходного сечения сопла.

Эту же идею развили в способе регулирования тяги двигателя летательного аппарата в полете [2] за счет повышения точности регулирования тяги двигателя. Для этого определяют ускорение летательного аппарата, производят дополнительные изменения площади выходного сечения сопла с последующим измерением ускорения и сравнивают значение ускорения до и после дополнительного изменения площади сопла до тех пор, пока упрощение ускорения не станет равным нулю. Однако и эти способы [2-3] лишь косвенно влияют на подъемную силу летательного аппарата.

Известен способ работы двигателя [4] за счет создания разности давления при сгорании органического топлива и распылом криогенной жидкости. Однако к летательным аппаратам такая технология не имеет отношения.

Самым известным способом является изменение профиля крыла, например, за счет выпуска подкрылок или увеличения угла атаки [5-6]. Увеличивая при этом скорость потока над верхней частью крыльев, создавая при этом, согласно закону Бернулли, пониженное давление над верхней частью крыльев. Разность давлений под нижней и верхней часть крыльев и создает подъемную силу летательного аппарата. Однако такой способ имеет существенные ограничения по увеличению подъемной силы, позволяя делать посадку пассажирским самолетам со скоростями выше 200 км/час, а военным в 260-350 км/час. Такие скорости при посадке зачастую приводят к многочисленным авариям. При скоростях менее критических самолет не может совершить посадку из-за слабой подъемной силы, обусловленной небольшой разностью давлений снизу и сверху крыльев. Менять что-либо при посадке с фюзеляжем практически невозможно. Особенно сильно эти проблемы возникают при посадке военных самолетов на палубу авианосцев. При посадке гражданских самолетов на бетонную полосу снижение скорости посадки с 200 до 100 км/час позволит снять стресс с большинства пассажиров.

В качестве прототипа выбран способ увеличения подъемной силы крыла самолета [7]. Способ заключается в отборе воздуха с верхней поверхности крыла через отверстия, которые соединены, по меньшей мере, одним каналом с компрессором или вентилятором газотурбинного двигателя и образуют входное сечение воздухозаборника указанного двигателя. Воздух отбирают более чем с 20% верхней поверхности крыла. Отверстия могут иметь форму щели и расположены в несколько рядов по поверхности крыла, а в качестве газотурбинного двигателя может быть использован двухконтурный турбореактивный двигатель.

Целью предлагаемого изобретения является повышение подъемной силы летательного аппарата и снижение его скорости при взлете и посадке.

Однако возможности такого способа ограничены. В частности, его нужно совмещать со сбросом его под фюзеляж или под нижнюю часть крыльев, а не бесполезно сбрасывать через двухконтурный турбореактивный двигатель в виде горизонтальной струи. К недостаткам можно отнести и большое количество (до 20% площади крыла) отверстий, снижающих прочность крыла. Сброс воздуха под фюзеляж или под нижнюю часть крыльев, увеличивающий давление в нижней части крыльев, а следовательно, и повышающий подъемную силу, в нем не используется.

Целью предлагаемого способа является существенное увеличение подъемной силы летательного аппарата. Как правило, во всех учебниках в анализе подъемной силы присутствуют только крылья [6], однако в данном случае уместно учитывать и фюзеляж. Изменение давления в верхней части фюзеляжа носит не гидродинамическую причину, а осуществляется с помощью другого физического эффекта.

Особенность данного способа осуществляется тем, что при посадке и взлете над верхней частью крыльев, преимущественно на передними кромками, и фюзеляже понижают давление за счет распыла криогенной жидкости, например жидкого азота. К другим особенностям можно отнести то, что распыл криогенной жидкости осуществляют симметрично относительно центра тяжести летательного аппарата.

Изменение направление крейсерского полета осуществляется за счет нарушения симметрии распыла криогенной жидкости между правым и левым крылом.

К особенностям можно отнести и то, что запас криогенной жидкости на борту летательного аппарата набирают путем использования турбодетандера во время полета.

Техническим результатом данного изобретения является возможность регулирования подъемной силы летательного аппарата при посадке и взлете на малых скоростях.

На рис. 1 схематично изображен летательный аппарат, работающий с применением данного способа. При посадке и взлете над верхней частью крыльев 1, преимущественно над передними кромками 2, и фюзеляжа 3 понижают давление за счет распыла криогенной жидкости, например жидкого азота. Распыл криогенной жидкости осуществляют с помощью криогенных форсунок 4 симметрично относительно центра тяжести 5 летательного аппарата. Изменение направления полета реализуется за счет нарушения симметрии распыла криогенной жидкости между правым и левым крылом. Военные самолеты с такой системой могут совершать изменения траектории полета, недоступные другим самолетам, и совершенствовать тактику воздушного боя по новым схемам.

Запас криогенной жидкости на борту летательного аппарата набирают путем использования турбодетандера 6 во время полета. Оптимальное место расположения криогенного контейнера 7 в фюзеляже 3, а все трубопроводы 8, клапана и форсунки 4 должны быть выполнены в криогенном варианте. Наиболее эффективно использовать турбодетандер 6 при посадке. Поскольку способ предлагают использовать только при взлете и посаде, то проблем со льдообразованием на крыльях удается избежать. Длительность процесса распыла не превышает минуты.

Таким образом, предложен способ создания подъемной силы летательного аппарата, позволяющий взлетать аппарату и совершать посадку практически в условиях, не требующих протяженной посадочной полосы. Особенно привлекательно использовать данный способ для посадки военной авиации на авианосцы.

Патентная информация

1. Патент SU №1466376.

2. Патент ФРГ №1426433.

3. Патент SU №1663980.

4. Положительное решение по заявке №2012148856 на Способ работы двигателя.

5. Аэродинамика самолета / под ред. Г.Н. Котельникова. - Москва, Воениздат, 1974.

6. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла Петров А.В. ISBN: 978-5-9221-1343-4, 2011, 404 стр.

7. Патент SU №2240957 на Способ увеличения подъемной силы крыла самолета.

1. Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата путем регулирования тяги двигателя летательного аппарата и изменения профиля крыла, или снижения давления в верхней части крыльев при посадке и взлете, отличающийся тем, что при посадке и взлете над верхней частью крыльев, преимущественно над передними кромками, и фюзеляжа понижают давление за счет распыла криогенной жидкости, например жидкого азота или воздуха.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что распыл криогенной жидкости осуществляют с помощью криогенных форсунок, расположенных симметрично относительно центра тяжести летательного аппарата

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что стабилизация и изменение направления полета реализуется за счет регулирования симметрии распыла криогенной жидкости между правым и левым крылом.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что распыл криогенной жидкости осуществляют путем совмещения с отсосом воздуха через перфорации в крыльях и сброса его под фюзеляж или нижнюю часть крыльев.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что запас криогенной жидкости на борту летательного аппарата набирают путем использования турбодетандера во время полета.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры.

Изобретение относится к изделию, предназначенному для использования в текучих средах. На поверхности этого изделия имеется по меньшей мере один участок, предназначенный для контакта с потоком текучей среды, протекающей в направлении (S), и содержащий выступы (1, 1', 1") заданных длины (L1, L2) и конфигурации, причем смежные выступы (1, 1', 1") ограничивают впадину (8, 8').

Изобретение относится к аэрогидродинамике и может быть использовано в машиностроении при проектировании корпусов, в текстильной промышленности при изготовлении костюмов для спорта, при строительстве трубопровода для снижения трения жидкости или газа, а также в других областях промышленности.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов.

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции.

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для формирования подъемной силы летательного аппарата (ЛА). Верхнюю часть крыла ЛА выполняют с системой отбортованных отверстий для отсоса пограничного слоя пневмонасосом.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к способам управления пограничным слоем на поверхности летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиационной и космической техники. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для решения задач управления пограничным слоем летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано при конструировании летательных аппаратов, при организации перемещения судна в водной среде.

Самолет // 2288137
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к ракетной и космической технике. .

Изобретение относится к авиации. Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата заключается в регулировании тяги двигателя летательного аппарата и изменении профиля крыла или снижении давления в верхней части крыльев при посадке и взлете. При посадке и взлете над верхней частью крыльев, преимущественно над передними кромками, и фюзеляжа понижают давление за счет распыла криогенной жидкости, например жидкого азота. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх