Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к областям техники, где требуется движением в воздушной, газовой или жидкой средах создать подъемную силу, тягу, толкание, нагнетание, вентилирование или обратный режим - подъем или вращение от набегающего потока среды.
Уровень существующей техники.
В существующей технике для выполнения этих работ используется:
- монокрыло и монолопасть,
- щелевое крыло и щелевая лопасть,
- решетчатая объемная вертикальная система,
- решетчатая плоская наклонная система,
- решетчато-щелевая ступенчатая наклонная система с обратным наклоном.
Первые 20 лет авиации на равных развивались многие аэродинамические подъемно-несущие системы. В результате в 30-е годы наука и практика остановились на моноплановом крыле, преобразуя его при взлете и при посадке в многощелевое (механизированное) крыло. В 70-е годы эта схема достигла своего совершенства.
Последние 20 лет требования экономии и безопасности полета запросили дальнейшее улучшение работы монокрыла. Конструкторы устремились сделать крыло адаптирующимся к переменным нагрузкам и скоростям движения в потоке воздуха. Это труднодостижимо и ненадежно.
Заявляемая решетчато-щелевая (р-щ.) система ступенчатая наклонная, ее рабочие элементы расположены так, что по ним условно можно идти вперед и вверх, начиная с нижнего, по направлению движения или вращения в среде.
Решетчато-щелевая система, наоборот, призвана адаптировать (приспосабливать) встречный поток воздуха к работе со своими элементами, выполнять наибольшую полезную работу и создавать наименьшее сопротивление рабочему движению.
Как показали научно-поисковые продувки в ЦАГИ, р-щ. система успешно выполняет это предназначение.
Аналог.
Ближайшим аналогом для заявляемой р-щ. системы по конструкции является решетчатая плоская наклонная система; ближайшим аналогом по достижимому техническому результату разгонного и крейсерского режимов является монокрыло с механизацией.
В качестве ближайшего запатентованного аналога предложен летательный аппарат по патенту США №1389797, 1921 год.
В этом аппарате применены решетчатые объемные секции (8 секций) с целью получить подъемную силу при неподвижном состоянии аппарата. Сегодня эту работу успешно выполняет несущий винт вертолета. Замысел автора явно ошибочный, нежизненный. Примененная решетчатая система в туннеле тем более не работает на высокие аэродинамические характеристики. Автор создавал своеобразный летательный аппарат.
Предлагаемая р-щ. система имеет иную конструкцию и предназначена существенно улучшить все аэродинамические показатели лучшей современной аэродинамической системы - монокрыла. Проведенный в ЦАГИ неполный объем исследований уже зафиксировал улучшение на 40-50%.
Технический результат.
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, состоит в том, чтобы р-щ. системой увеличить эффективность работы относительно существующих крыльев, винтов, роторов и вентиляторов на всех режимах работы и, в первую очередь, на основном крейсерском режиме.
Для достижения этого технического результата хорда B монокрыла или лопасти аналога условно делится на n частей, строятся n элементов р-щ. системы с малой хордой b=B/n. Полученные элементы располагаются в пространстве друг относительно друга.
При таком расположении рабочих элементов р-щ. система приспосабливает (адаптирует) встречный поток среды для лучшего взаимодействия со своими рабочими элементами. В результате этого р-щ. система производит больше работы, потребляя меньше энергии, имеет выше коэффициент полезного действия (к.п.д.) в сравнении с моносистемой и другими системами.
Раскрытие изобретения.
Технический результат заявляемого изобретения активно проявился на сравнительном исследовании моделей исходного монокрыла и р-щ. крыла в аэродинамической трубе АДТ Т-102 в ЦАГИ. Исходное монокрыло передало р-щ. крылу свои профиль, площадь и удлинение.
Исследование проводится по заказу правительства СССР и России, исследование еще не завершено.
Исполнители: ЭМЗ им. В.М.Мясищева, автор Кочетков А.Н. и НИО-2 ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского.
Источники данных: "Экспресс-отчет" №3089, сентябрь, 1988 год, ЦАГИ; "Научно-технический отчет" №105.88, модель №3261, август, 1998 год, ЦАГИ.
Чистая модель р-щ. крыла на 40-50% улучшила все основные аэродинамические показатели исходного чистого монокрыла на режиме крейсерского полета, иные режимы еще не исследовались.
1. Эффективное удлинение р-щ. системы больше геометрического
λэф=Kλ×λг;
Коэффициент удлинения р-щ. системы Kλ>1, теоретически Kλ→n; где n - количество планов (рабочих элементов) в системе, а λэф→λi, где λi - среднее удлинение одного плана р-щ. системы.
Экспериментальные модели р-щ. крыла дали Kλ≅2, это первый незавершенный результат.
Р-щ. система в разы уменьшит индуктивное сопротивление, что особенно важно на режиме разгона и взлета, определяющем к.п.д. самолета и другой техники.
У монокрыла 
У р-щ. крыла 
где Xi - индуктивное сопротивление крыла,
Y - подъемная сила крыла,
π - коэффициент, π≅3,14.
2. Межплановое сопротивление уменьшает проницаемость μ р-щ. системы
где λi - удлинение одного плана системы.
Это явление вызывает торможение встречного потока среды в зоне нижних поверхностей перед р-щ. системой и этим
- повышает давление на нижние поверхности всех предыдущих планов, увеличивает подъемную силу,
- отклоняет часть потока и пропускает ее ниже системы, это позволит увеличить критическую предзвуковую скорость движения прямого и косого р-щ. крыльев.
3. Скос потока после каждого предыдущего плана на верхнюю поверхность следующего. Это явление
- увеличивает наполненность и скорость потока вдоль задней спинки крыла, увеличивает подъемную силу,
- уменьшает вихревое сопротивление, сопротивление давления,
- увеличивает критический угол атаки,
- отводит волновое сопротивление на большую скорость движения.
4. Предварительные исследования показали, что р-щ. система по сравнению с исходным монокрылом на режиме крейсерского полета
- на 40% увеличила аэродинамическое качество К макс,
- на 45% увеличила подъемную силу Ук макс,
- на 50% уменьшила индуктивное сопротивление Xi,
- на 50% увеличила критический угол атаки αкр,
- увеличит аэрокачество разгона и взлета Kσзл,
- увеличит крейсерскую критическую скорость движения Vкр.
5. На гидровинтах надводных и подводных судов р-щ. система способна значительно уменьшить кавитацию, которая разрушает лопасти и создает демаскирующий шум.
Существенные признаки.
1. Р-щ. система состоит из нескольких рабочих элементов (планов, или лопастей, или лопаток), взаимоположение рабочих элементов в пространстве таково, что каждый предыдущий элемент улучшает условия работы следующему элементу, а все вместе они повышают эффективность работы р-щ. системы.
2. В р-щ. системе параметры положения каждого рабочего элемента a, h, α подбираются при разработке, чтобы обеспечить оптимальную эффективность при главном длительном режиме движения и могут механически изменяться при изменении режима движения.
3. Аэродинамический и гидродинамический профиль и геометрические параметры каждого рабочего элемента в р-щ. системе могут быть одинаковые, частично разные, разные.
4. Р-щ. система может быть секцией в один ряд, и модулем из двух и более секций.
5. Моно и р-щ. системы могут совмещаться в одном изделии, образуя комбинированную систему.
6. Р-щ. система может заменить, где это рационально, монокрылья, лопасти винтов, турбин и вентиляторов, лопатки насосов и роторов. У четырех и более лопастных винтов и роторов лопасти и лопатки можно группировать по 2, 3 и более в р-щ. систему.
Краткое описание чертежей.
Предлагаемая р-щ. система и варианты используемых ранее и сегодня других систем иллюстрируются чертежами, представленными на фиг.1-11.
На фиг.1 показан аэродинамический профиль моносистемы крыла самолета или лопасти винта.
На фиг.2 показано многощелевое крыло самолета.
На фиг.3 показана решетчатая объемная вертикальная система.
На фиг.4 показана решетчатая плоская наклонная система.
На фиг.5 показана решетчато-щелевая ступенчатая наклонная система с обратным наклоном.
На фиг.6а показана предлагаемая р-щ. система ступенчатая наклонная, со специфическим расположением рабочих элементов, размещенных в один ряд - секция.
На фиг.6б показана р-щ. система из двух секций - модуль.
На фиг.7а, б показан принцип преобразования моносистемы в р-щ. систему, показана схема обтекания моносистемы и р-щ. системы встречным потоком среды.
На фиг.8 показан вариант перестроения рабочих элементов р-щ. системы для исполнения режимов разгона, взлета и посадки.
На фиг.9а, б, в, г показаны возможные варианты осуществления р-щ. системы применительно к крылу самолета.
1 - р-щ. крыло, рабочий элемент,
2 - соединительный элемент,
3 - фюзеляж самолета,
4 - монокрыло.
На фиг.10 показан вариант осуществления системы применительно к лопасти аэродинамического винта.
1 - рабочий элемент р-щ. винта,
2 - соединительный элемент - ступица,
V - направление движения в среде.
На фиг.11 показан вариант осуществления р-щ. системы применительно к лопасти гидродинамического винта.
1 - рабочий элемент р-щ. винта,
2 - соединительный элемент - ступица,
V - направление движения в среде.
На фиг.12 показано, как решетчато-щелевая система сможет заменить закрылки монокрыла и горизонтального оперения.
На фиг.13 показано, как решетчато-щелевая система вторично использует поток газов от турбореактивного двигателя для создания дополнительной подъемной силы на всех режимах.
На фиг.14 показана схема компоновки 3-х лопастей 6-ти или 9-лопастного вертолетного винта в р-щ. лопасть.
Осуществление изобретения.
Отличием этой заявки является то, что заявляется аэродинамическая р-щ. система для конструирования аппаратов и изделий, в которых целесообразно реализовать ее достоинства.
В этом разделе показан ряд возможный применений р-щ. системы, реализовать и расширить этот ряд - задача конструкторов.
Основные варианты осуществления изобретения распространяются на крылья и винты летательных аппаратов и водных судов.
На фиг.8 схематично изображена р-щ. система из пяти крыльев, ее крылья повернуты вокруг своей продольной оси на углы атаки α1...α5, обеспечивающие лучший взлет. Завершив взлет крылья вернутся на углы крейсерского полета.
На фиг.9 изображено осуществление вариантов расположения р-щ. системы относительно фюзеляжа самолета:
а) верхнее расположение р-щ. системы, верхнее крыло силовое, с большой хордой, последующие крылья имеют уменьшение хорд и свои углы атаки;
б) свободнонесущая р-щ. система крепится на стойке и двух откосах;
в) свободнонесущее монокрыло в комбинации с р-щ. системой;
г) свободнонесущая р-щ. система в комбинации с низкорасположенным монокрылом.
Следующее применение р-щ. системы, фиг.12: установить ее ниже и за монокрылом, передать ей режимы взлета и посадки, убрав из монокрыла механизацию.
Перспективным выглядит использование р-щ. системы для увеличения подъемной силы при контакте с газовым потоком от турбореактивного двигателя, или со спутной струей от винта, фиг.13. Это позволит делать укороченные взлет и посадку, брать на борт больше груза.
Простым и эффективным видится использование р-щ. системы вместо решетчатой объемной вертикальной системы, фиг.3, на водном транспорте. Надо установить конструкцию с соответствующим расположением планов.
Реализация р-щ. системы для развития воздушного винта показана на фиг.10. На ступицу 2 винта, вместо одной монолопасти устанавливаются 2, 3... лопасти 1 меньшей хорды, с необходимыми взаимными смещениями для образования р-щ. системы. Лопасти на ступице крепятся жестко, возможно подвижное крепление с изменением угла атаки каждой лопасти на разные режимы полета.
Реализация р-щ. системы, фиг.11 вместо монолопасти на водном винте подобна воздушному винту.
На фиг.14 показан вариант р-щ. системы в виде компоновки 3-х лопастей 6-ти и 9-лопастного винта вертолета, для получения новых аэродинамических возможностей.
Изобретение относится к области создания подъемной силы, тяги и нагнетания в воздушной среде. Решетчато-щелевая система характеризуется тем, что содержит несколько рабочих элементов - крыльев, или лопастей, или лопаток, которые скреплены между собой и изделием соединительными элементами. Взаимное положение рабочих элементов в пространстве определено их последовательными сдвигами вперед и вверх по направлению движения в среде и углом поворота вокруг продольной оси, углом атаки, начиная от первого нижнего элемента. Параметры взаимного положения каждого рабочего элемента могут быть одинаковыми или разными от элемента к элементу, а также могут быть жестко зафиксированы соединительными элементами или могут меняться с помощью привода при существенном изменении режима движения. Рабочие элементы в случае жесткой фиксации на переходных режимах движения - взлет, посадка, разгон и торможение выполнены с возможностью механически изменять угол атаки относительно среды движения. Профили и геометрические размеры каждого рабочего элемента выполнены одинаковыми, частично разными и разными. Рабочие элементы выполнены с возможностью компоновки секции в один ряд или модуля из двух и более секций. Технический результат - повышение эффективности работы. 3 з.п. ф-лы, 14 ил.
| Объемная головоломка | 1986 |
|
SU1389797A1 |
| РЕШЕТЧАТАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ | 1995 |
|
RU2085440C1 |
| АЭРОБУС | 1996 |
|
RU2111897C1 |
