ТЕРМОДИПОЛЬНЫЙ СПОСОБ ПОЛЕТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ И ЕГО ВАРИАНТ Российский патент 1999 года по МПК B64C23/00 B64C39/00 B64G1/00 

Изобретение относится к области воздухоплавания летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха и может быть использовано для создания космических летательных аппаратов.

Известен аэродинамический способ полета /1, с.7/, при котором подъемную силу получают за счет разности давления, действующего на несущие поверхности частей ЛА, движущиеся в окружающей его среде (крылья, лопасти винта). Сила тяги для горизонтального движения аппарата обеспечивается аналогичным образом либо иным путем.

Аэродинамическому способу полета присущи два основных недостатка - существенная затрата энергии как при зависании ЛА, так и при его перемещении и невысокая скорость полета. Эти недостатки обусловлены возмущением окружающей среды, т. е. образованием паразитных вихрей, возникновением звуковых волн и т. п. , не адекватным назначению ЛА. Недостатки усугубляются и наличием компонентов аппарата вне его корпуса - крыльев, винтов тяги и т.п.

Наиболее близким способом полета к заявленному способу, выбранным в качестве прототипа, является известный ракетодинамический способ полета /1, с. 7-8/. При этом способе подъемную силу и силу тяги получают путем создания во внутренней полости ЛА (полости ограниченного объема, связанной с внешней средой) повышенного давления за счет нагревания рабочей массы и ее последующего одностороннего выброса в окружающую среду.

Известно также устройство, реализующее ракетодинамический способ полета в воздушно-реактивном исполнении /1, с. 48-49/, содержащее помимо источника энергии в виде запаса топлива наружную оболочку обтекаемой формы. Внутренняя полость в этом случае имеет с одной стороны общее с наружной оболочкой воздухозаборное отверстие, а с противоположной стороны - общее выходное отверстие, а с противоположной стороны - общее выходное отверстие сопла. В самой полости расположены компрессор, форсунки для сжигания топлива и турбина. В таком устройстве поток через воздухозаборное отверстие всасывается компрессором, после которого он нагревается за счет сгорания топлива и повышает свое давление, затем расширяется в турбине привода компрессора и далее, продолжая расширяться, проходит выходное отверстие сопла с большей скоростью, чем воздухозаборное отверстие. При этом между различными поверхностями внутренней полости существует перепад давления вследствие чего возникает сила, действующая на устройство в направлении от выходного отверстия к входному.

Недостатками ракетодинамического способа полета являются очень высокий расход энергии даже при зависании ЛА и его невысокая скорость полета. Первый недостаток обусловлен существенным нагревом газа и его последующим отбросом от ЛА с возможно большей скоростью. Энергия, затраченная на повышение температуры уходящего потока газа и его скорости относительно температуры и скорости входного потока, целиком обеспечивается за счет расхода внутренних ресурсов ЛА. Второй недостаток обусловлен силой сопротивления движению, возникающей в основном за счет повышения давления в области носовой части поверхности аппарата при его перемещении.

Причины, препятствующие получению высокого технического результата известными ЛА, заключаются в неадекватном взаимодействии участков внешней поверхности ЛА с окружающей средой и в несоответствии этой поверхности оптимальной форме.

Технической задачей данного изобретения является создание способа полета ЛА и устройства для его реализации, обеспечивающих необходимые для эффективного полета ЛА существенное снижение расхода энергии и существенное повышение скорости полета.

Поставленная задача решается тем что в способе полета ЛА, заключающемся в обеспечении перепада давления в окружающей среде между сторонами ЛА путем создания истока теплоты на внешней поверхности первой стороны ЛА, согласно изобретению дополнительно обеспечивают сток теплоты на внешней поверхности второй стороны ЛА, расположенной напротив первой стороны ЛА; при этом исток теплоты создают путем перекачивания теплоты с внешней поверхности второй стороны ЛА через ЛА на внешнюю поверхность первой стороны ЛА.

Поставленная задача также решается тем, что в ЛА, содержащем наружную оболочку и источник энергии, расположенный внутри наружной оболочки, согласно изобретению наружная оболочка выполнена из теплопроводного материала и имеет эллипсоидальную форму, при этом внутри наружной оболочки дополнительно размещены тепловой насос и тепловые трубы, одни концы которых соединены с внутренней поверхностью наружной оболочки, а другие - с тепловым насосом, подсоединенным к источнику энергии, при этом тепловые трубы объединены в группы и ориентированы по пространственным осям наружной оболочки, причем одна группа подсоединена к входу теплового насоса, а другая противоположная - к его выходу.

Поставленная задача решается также тем, что в ЛА, содержащем наружную оболочку и источник энергии, расположенный внутри наружной оболочки, согласно изобретению наружная оболочка, которая имеет эллипсоидальную форму, выполнена из электропроводного и одновременно теплопроводного материала, внутри наружной оболочки размещены источник электрического тока и проводники из электропроводного материала, электрические свойства которого отличны от электрических свойств материала оболочки, одни концы проводников подсоединены к внутренней поверхности наружной оболочки, а другие - к источнику электрического тока, соединенному с источником энергии, при этом проводники объединены в группы и ориентированы по пространственным осями наружной оболочки, причем противолежащие группы проводников подсоединены к противоположным полюсам источника электрического тока.

Обеспечение стока и истока теплоты соответственно на внешней поверхности противоположных сторон теплоты на противоположную ей сторону ЛА обеспечивает создание движущей причины, вызывающей малое возмущение окружающей среды и требующей малого расхода энергии, а следовательно, возможность повысить скорость полета, не увеличивая расход энергии. При создании подъемной силы ЛА предлагаемый способ полета обуславливает такое воздействие на окружающую среду, которое также не требует большого расхода энергии.

На фиг.1 приведены конструктивно - пространственные схемы ЛА, реализующие заявляемый способ полета: а - в горизонтальном направлении; б - в вертикальном направлении; на фиг.2 - конструктивно - пространственная схема ЛА для горизонтального полета согласно другому варианту.

По первому варианту (фиг.1) ЛА содержит наружную оболочку 1 эллипсоидальной формы, выполненную из теплопроводного материала, например меди, алюминия, теплопроводной керамики, и расположенные внутри наружной оболочки источник энергии 2, тепловой насос (ТН) 3, подключенный к источнику энергии 2, тепловые трубы (ТТ) 4, подсоединенные одними концами к ТН 3 через делитель (сумматор) потока 5, а другими - к внутренней поверхности наружной оболочки 1, при этом ТТ 4 объединены в попарные группы, ориентированные соответственно по пространственным осям наружной оболочки 1; элемент энергопередачи 6 реализуется в виде различного компонента в зависимости от сочетания типа источника 2 и типа ТН 3.

По второму (фиг. 2) ЛА содержит наружную оболочку 1 эллипсоидальной формы, выполненную из теплопроводного и одновременно электропроводного материала, например меди, алюминия, металлического сплава, полупроводника, и расположенные внутри наружной оболочки 1 источник энергии 2, проводники 7 из электропроводного материала с электрофизическими параметрами, отличающимися от электрофизических параметров материала наружной оболочки 1, проводники 7 одними концами присоединены к внутренней поверхности наружной оболочки 1, а другими - через делитель (сумматор) электрического тока 8 к источнику электрического тока (ИТ) 9, подключенному к источнику энергии 2, при этом проводники 7 объединены в попарные группы, ориентированные соответственно по пространственным осям наружной оболочки 1; элемент энергопередачи 6 реализуется в виде различного компонента в зависимости от сочетания типа источника энергии 2 и типа ИТ 9.

При включении источника энергии 2 благодаря указанному соединению ТТ 4 и проводников 7 заявленный ЛА в любом из вариантов действует на окружающую его среду как термодиполь. В этом случае в среде на противоположных сторонах наружной оболочки 1 ЛА образуются две взаимосвязанных области с разнополярными значениями параметров - одна область с повышенной температурой и давлением относительно исходного уровня и другая область с пониженными значениями этих параметров.

Устройство по первому варианту (фиг.1) работает следующим образом. При включении источника энергии 2 ТН 3 приводится в действие, в результате чего по ТТ 4 начинается перекачка теплоты от одной части наружной оболочки 1 к противоположной. В результате перетока теплоты образуется перепад давления в окружающей ЛА среде и ЛА приводится в движение в горизонтальном направлении (фиг.1,а) или создается подъемная сила в вертикальном направлении (фиг.1,б), т. е. в соответствии с действием горизонтального или вертикального термодиполя.

Тепловой насос (ТН) 3 является тепловой машиной, которая при подводе энергии создает поток теплоты в направлении от более холодной области к более теплой области /2/. При этом в соответствии с формулой Карно для КПД, чем меньше перепад температуры между рассматриваемыми областями, тем меньше требуется энергии для привода ТН при одном и том же потоке теплоты. В практических устройствах при примерно нулевом перепаде температуры поток энергии для привода ТН может быть во много тысяч раз меньше перекачиваемого потока энергии теплоты.

Тепловая труба (ТТ) /3, с.745/ является вытянутым объектом с высокой теплопроводностью, способным передать тепловой поток большой мощности при очень незначительном градиенте температуры.

Делитель потока теплоты 5 (фиг.1) представляет собой соединение ТТ 4 для деления (суммирования) основного ее потока. Этот узел с учетом теплопроводности наружной оболочки 1 ЛА, числа ТТ 4 и расстояния между точками их присоединения к оболочке 1 должен обеспечить дипольное распредиление температуры по ее внешней поверхности при работе ТН 3. Концы ТТ 4, образующих вертикальный термодиполь, присоединяются к наружной оболочке 1 ЛА в промежутках между местами крепления ТТ 4, формирующих горизонтальный термодиполь. В принципе системы ТТ 4 этих темодиполей могут подключатся к общему ТН 3 либо к раздельным. Теоретически выгодной формой является эллипсоид вращения или эллипсоид, вытянутый в направлении полета; практически с учетом неизбежных погрешностей реальную форму целесообразно определить как эллипсоидальную.

Элементом энергопередачи 6 может быть двигатель, вращающийся вал, электрический кабель, газопровод в зависимости от сочетания типа источника энергии 2 и типа ТН 3. В настоящее время наиболее известны насосы компрессионного типа, абсорбционные и термоэлектрические /2/, /4/.

Последние ТН просты в устройстве, надежны в эксплуатации и особенно выгодны при малом перепаде температуры, что как раз характерно для термодипольного способа полета. В принципе такой насос представляет из себя два протяженных разнородных проводника электрического тока, например медь и железо, р-полупроводник и n-полупроводник. При соединении между собой концов этих разнородных проводников (или полупроводников, или проводников и полупроводников), и при пропускании по ним постоянного тока в соответствии с эффектом Пельтье один из спаев этой системы будет охлаждаться, другой нагреваться /5, с.9/. Электрический ток в системе может создаваться путем включения в разрыв одного из проводников источника электрического тока (ИТ), которым может быть гальванический элемент, динамомашина, топливный элемент; при изменении направления циркуляции тока произойдет смена ролей спаев в отношении поглощения и выделения теплоты.

В соответствии со сказанным эллипсоидальную теплопроводную оболочку заявленного ЛА можно использовать в качестве одного из проводников термоэлектрического ТН. С этой целью ее материал должен быть электропроводным, а концы второго проводника, присоединенного к ИТ, сделать многожильным с присоединением одних жил этого проводника к одной половине оболочки, других жил - к противоположной половине оболочки (фиг.2). Такое выполнение ЛА дает возможность обойтись без ТТ и наиболее просто использовать на аппарате источник электрической энергии; во всем остальном принцип действия этого варианта устройства ЛА ничем не отличается от работы первого варианта ЛА.

Заявленный термодипольный способ полета обеспечивает достижение следующего технического результата:
- при ориентации потока теплоты от верхней половины оболочки ЛА к ее нижней половине давление окружающей среды аппарата понижается, а снизу повышается, что вызывает появление подъемной силы. В то же время поскольку в области ЛА на его поверхности имеется исток и сток теплоты, а не только исток теплоты, как у известных ЛА, окружающая его среда изменяет состояние адекватным образом и для зависания аппарата нового типа требуется намного меньший расход энергии, чем у известных;
- при создании потока теплоты от носовой половины оболочки ЛА к ее кормовой половине давление окружающей среды сзади аппарата повышается, а спереди понижается, и он начинает горизонтальное движение. При этом движении поверхность ЛА начинает взаимодействовать с окружающей средой и за счет ее перемещения - передняя часть поверхности эллипсоидальной оболочки аппарата будет сжимать окружающую среду и повышать в этой области давление, а кормовая часть поверхности - оставлять за собой разрешение и понижение давления. В то же время прокачиваемый ТН через ЛА поток теплоты действует противоположным образом - спереди эллипсоидальной оболочки аппарата понижает давление, а сзади повышает. В результате такого компенсационно-совместного действия ЛА на окружающую среду по термической и перемещательной степеням свободы при его движении окружающая среда возмущается мало, и вследствие этого для полета заявленного ЛА даже с большой скоростью требуется меньший расход энергии, чем у известных. В существующих же ЛА такой эффект компенсации не предусмотрен, и у них вся расходуемая энергия идет по сути дела на бесполезное возмущение окружающей среды.

Заявленные ЛА термодипольного типа взаимодействуют с окружающей средой по "тянуще - толкающей" схеме - например, подъемная сила с одной стороны обуславливается подсосом верхней части наружной оболочки аппарата вверх в области пониженного давления, а с другой стороны выталкиванием ее нижней части тоже вверх, но уже из области высокого давления. При этом, если изменение давления в окружающей среде обуславливается только за счет работы верхней части наружной теплопроводной оболочки, то положение ЛА в атмосфере при такой тянущей схеме образования подъемной силы будет более устойчивым, поскольку центр тяжести аппарата окажется ниже точки этой силы (в случае тянущей схемы так расположить центр масс устройства всегда возможно). Если к тому же центр стока теплоты сместить от вертикальной оси ЛА ("наклонить подсасывающую силу"), то наряду с вертикальной составляющей "подсасывающей силы" появится и ее горизонтальная составляющая - сила тяги. Нижнюю часть наружной теплопроводной оболочки в этом случае целесообразно выполнить в виде обычного радиатора, например снижается величина технического результата, ожидаемая у ЛА, выполненных в соответствии с первыми двумя вариантами, но зато упрощается управление их полетом в атмосфере планеты.

Сущность рассматриваемого изобретения базируется на возможности более адекватного взаимодействия ЛА с окружающей средой, чем у существующих ЛА.

Воздействие на среду термомонопольным способом, который в настоящее время только и используется для целей полета, эквивалентно использованию взрыва с расположением ЛА сбоку от его центральной области. При этом только на короткое время создается давление на поверхность ЛА, необходимое для создания подъемной или двигательной силы. Взрыв "отбрасывает от себя" не только ЛА, но и окружающую среду, все это сопровождается неизбежной тратой энергии и массы. Для непрерывности действия эти взрывы необходимо повторять.

В то же время при производстве антивзрыва, т.е. при создании области, где произошло поглощение тепловой энергии, в нее будет втягиваться ЛА и масса окружающей среды. Химические реакции с поглощением теплоты известны, но для целей полета антивзрыв менее удобен, чем взрыв.

Однако, располагая взрыв и антивзрыв на противоположных сторонах ЛА и создавая эти области не за счет химических реакций, а путем перекачки через ЛА теплоты можно получать подъемную и двигательную силы за счет возмущения среды только на небольшом расстоянии от ЛА. На значительном расстоянии от ЛА плюсовое и минусовое воздействие объекта на окружающую его среду в значительной мере компенсируется; при этих рассуждениях расстояния сравниваются с размерами ЛА. По причине малого возмущения окружающей среды такой термодипольный способ полета и обуславливает малый расход энергии и большие скорости.

Более конкретные рассуждения, связанные с оценкой возможностей ЛА термодипольного типа, приводят к необходимости рассмотрения математических уравнений, моделирующих состояния окружающей среды.

Кратко анализ сводится к тому, что из физических данных и соображений для пяти параметров газа (жидкости) можно составить систему из пяти дифференциальных уравнений первого порядка. Операции исключения из них "лишних" неизвестных приводят к появлению волновых уравнений для этих пяти параметров - в том числе для давления, температуры, скорости.

Решение волновых уравнений, т.е. дифференциальных уравнений второго порядка, состоит из набора бесконечного числа мод, т.е. из набора типов полей - каждого со своей пространственной структурной симметрией, ортогональной ко всем остальным модам. Из всего пространственного спектра полей для целей полета необходима мода только дипольного типа, остальные моды связаны с нежелательной деформацией ЛА и бесполезным расходом энергии. Для выделения дипольной моды требуется форма ЛА в виде эллипсоида и выполнение граничных условий в виде дипольного распределения температуры по его поверхности.

Наиболее просто дипольное распределение по поверхности ЛА температуры T и давления P, которое пропорционально температуре, можно описать в случае его формы в виде шара -
T(θ) = ΔT•cosθ; P(θ) = ΔP•cosθ, (0.1)
где ΔT и ΔP - соответственно амплитуда изменения температуры поверхности ЛА и давления около нее;
θ - угол, отсчитываемый от направления ориентации термодиполя.

Достоверность теоретических выкладок базируется на следующих моментах:
- исходные уравнения состояний среды в основном известны;
- форма получаемых волновых уравнений и их решений тоже давно известны;
- решения волновых уравнений используются при проектировании различных практически используемых излучателей акустических волн;
- использование волновых уравнений и их решений для моделирования ЛА не встречает принципиальных ограничений;
- известный и используемый в обычных ЛА термомонопольный способ полета тоже является частной формой решения волнового уравнения.

Теоретические выводы показывают, что для ЛА в виде горизонтально расположенного эллипсоида вращения подъемная сила может быть оценена по формуле

где a - радиус эллипсоида вращения.

P_o и T_o - соответственно давление и температура атмосферы в месте нахождения ЛА.

При этом вследствие теплопроводности среды σ через нее пойдет поток теплоты
Q ≈ 2πσ•ΔT•a, (0.3)
а через ЛА вследствие его теплопроводимости σ_a -

где h - высота эллипсоида вращения.

С учетом отмеченного мощность, необходимая для создания подъемной силы, может быть определена из соотношения

где η - реальный КПД тепловых насосов.

Горизонтальную скорость ЛА можно оценить по формуле

где J - мощность теплового потока через ЛА (через тепловой насос), S_м- площадь миделя ЛА.

Получить представление о техническим результате ЛА термодипольного типа целесообразно на основе сопоставления с данными широко известного тяжелого вертолета МИ-6А:
Взлетный вес - 40 тонн
Горючее - 8250л.; керосин
Скорость полета - 0-300 км/час
Дальность полета - 600 км
Продолжительность полета при скорости 150 км/час - 3 часа
По сопоставлению расхода топлива у дизельных двигателей (175 г/л.с.ч.) и расхода топлива у вертолета мощность его двигателей можно оценить величиной порядка 9•10³ кВт. При определении возможностей термодипольного ЛА примем, что на нем будет установлен двигатель с этой максимальной мощностью и баки с тем же запасом топлива. Взлетный вес нового ЛА в виде диска эллиптического сечения высотой 3 м и диаметром 6 м возьмем тоже 40 тонн.

В соответствии с ф.(02) для создания у поверхности земли такой подъемной силы амплитуда изменения температуры поверхности эллиптического диска будет порядка 20^oC.

При этом перепаде температуры через воздух пойдет тепловой поток Q≈10Bт, а через сам ЛА, если предположить, что у него теплопроводность такая же, как у бетана - Q≈300Bт.

Если теперь допустить еще неучтенные потери такого же порядка и η ≈ 0,7, то в соответствии с ф. (0.5) мощность, необходимая для удержания рассматриваемого 40-тонного диска на одной высоте, будет порядка 200Вт.

При движении термодипольного ЛА в горизонтальном направлении у него в направлении полета в идеализированном случае перепада температуры нет. Вследствие этого при оценке возможной скорости по ф.(0.6) величина теплового потока J может быть сколько угодно большой. Примем однако, что эта величина больше мощности установленных двигателей в 10³ раз. В этом случае в соответствии с ф. (0.6) рассматриваемый дискообразный термодипольный ЛА у поверхности земли будет иметь скорость 23•10³км/час.

Вертолет МИ-6А за три часа полета преодолевает расстояние в 450 км, рассматриваемый ЛА должен пролететь 69•10³км.

Приведенная оценка возможностей ЛА, использующих заявленный термодипольный способ полета, показывает их явное преимущество по сравнению с известными ЛА любых типов.

Источники информации
1. Андреевский В.В. Основаны теории полета.-М.: МАИ, 1981. -69с.

2. Рей Д. , Макмайкл Д. Тепловые насосы/Пер. с англ.-М.:Энергоиздат, 1982. -244с.

3. Физический энциклопедический словарь/гл.ред. А.М.Прохоров.-М.:Сов. 1984, -944с.

4. Каганов М. А. , Привин М.Р. Термоэлектрические тепловые насосы.-Л.: Энергия, 1970. -176с.

5. Вейник А.И. Термодинамическая пара.-Минск: Наука и техника, 1973.-384с.

Изобретение относится к воздухоплаванию летательных аппаратов тяжелее воздуха и может использоваться для создания космических летательных аппаратов. Способ полета путем создания перепада давления в окружающей среде между сторонами летательного аппарата состоит в создании на внешней поверхности одной стороны летательного аппарата истока теплоты и стока теплоты на внешней поверхности другой его стороны. Сток и исток теплоты создают ее перекачиванием через летательный аппарат от одной половины его внешней поверхности к другой. Летательный аппарат для реализации такого способа полета содержит наружную оболочку и источник энергии. При первом варианте реализации летательного аппарата наружная его оболочка имеет эллипсоидальную форму и выполнена из теплопроводного материала. К оболочке изнутри присоединены одни концы тепловых труб. Внутри аппарата имеется по крайней мере один тепловой насос. Тепловые трубы объединены в дипольные группы, ориентированные по пространственным осям наружной оболочки. Эти трубы подключены по крайней мере к одному тепловому насосу. При втором варианте выполнения летательного аппарата его наружная оболочка выполнена теплопроводно-электропроводной. Изнутри к ней присоединены одни концы электропроводников из материала, отличного по электрофизическим характеристикам материала. Внутри аппарата имеется по крайней мере один источник электротока. Технический результат состоит в уменьшении расхода энергии и увеличении скорости полета летательного аппарата. 3 с.п.ф-лы, 2 ил.

1. Термодипольный способ полета летательного аппарата путем создания перепада давления в окружающей среде между сторонами летательного аппарата, заключающийся в том, что на внешней поверхности одной стороны летательного аппарата создают исток теплоты, отличающийся тем, что дополнительно создают на внешней поверхности другой стороны летательного аппарата сток теплоты, причем сток и исток теплоты создают путем перекачивания теплоты через летательный аппарат от одной половины его внешней поверхности к другой. 2. Летательный аппарат, содержащий наружную оболочку и источник энергии, отличающийся тем, что наружная оболочка летательного аппарата имеет эллипсоидальную форму и выполнена из теплопроводного материала, к ней изнутри присоединены одни концы тепловых труб, внутри аппарата установлен по крайней мере один тепловой насос, при этом тепловые трубы объединены в дипольные группы, ориентированные по пространственным осям наружной оболочки, и подключены по крайней мере к одному тепловому насосу. 3. Летательный аппарат, содержащий наружную оболочку и источник энергии, отличающийся тем, что наружная оболочка летательного аппарата выполнена из теплопроводно-электропроводного материала и имеет эллипсоидальную форму, к ней изнутри присоединены одни концы электропроводников из материала, отличного от материала оболочки по электрофизическим свойствам, внутри аппарата установлен по крайней мере один источник электрического тока, при этом электропроводники объединены в дипольные группы, ориентированные по пространственным осям наружной оболочки, и подключены по крайней мере к одному источнику электрического тока.