САМОЛЕТ С РЕАКТИВНОЙ ТЯГОЙ Российский патент 2008 года по МПК B64D27/20 

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к самолетам с турбореактивными двигателями.

Известны самолеты, включающие фюзеляж с закрепленным на нем крылом, на котором шарнирно установлены закрылки и элероны, а также закрепленными одним или несколькими турбореактивными двигателями, которые размещены так, что компрессорная часть двигателя обращена вперед - в сторону носовой части самолета, а турбинная часть обращена назад - в сторону хвостовой части самолета. При этом при работе двигателя используется только часть энергии газовой струи, истекающей из турбинной части двигателя - в виде количества движения газовой струи, по формуле Р=mν, в которой скорость газа в первой степени, а вместе с тем газовая струя, обладает большой кинетической энергией по формуле K=1/2mν², которая численно во много раз больше количества движения этой же струи и которая после истечения газовой струи из сопла двигателя не используется.

Известен также самолет с реактивной тягой, конструктивное решение которого направленно на повышение КПД и силы тяги самолета путем более полного использования струи газа, истекающей из сопла двигателя, самолет включает фюзеляж, на котором закреплено крыло из двух половин и в котором закреплен один турбореактивный двигатель, компрессорная часть которого обращена назад - в сторону хвостовой части самолета, а турбинная часть обращена вперед - в сторону носовой части самолета; в крыле самолета размещен плоский газонаправляющий аппарат, внутреннее пространство которого, в плоскости крыла, разделено перегородками на два отдельных дугообразных канала, которые средней выпуклой стороной обращены вперед - в сторону носовой части самолета, а концы каналов обращены назад - в сторону хвостовой части самолета, при этом входные концы каналов, расположенные ближе к оси фюзеляжа самолета, соединены с турбинной частью двигателя, а выпускные концы каналов, расположенные дальше от оси самолета - размещены вдоль крыла и сообщаются с атмосферой (патент РФ 2120396, 1998 г. на 4 стр.).

Известен также плоский газонаправляющий аппарат самолета, внутреннее пространство которого разделено дугообразными перегородками на несколько отдельных дугообразных каналов (патент США №3807663, 1974 г., фиг.4).

Задача заявленного изобретения - повышение КПД, силы тяги и подъемной силы самолета, снабженного несколькими двигателями.

Эта задача решается в самолете, на фюзеляже которого закреплен по меньшей мере один дополнительный двигатель, турбинная часть каждого двигателя, установленного с левой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в правой половине крыла, а турбинная часть каждого двигателя, установленного с правой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в левой половине крыла. При этом каналы правой и левой половин крыла пересекаются внутри фюзеляжа и проходят на разных уровнях относительно плоскости крыла, перегородки каналов в поперечном сечении выгнуты во внешнюю сторону дуг, образующих каналы. На задней части каждой половины крыла шарнирно установлены закрылок и элерон, при этом выпускные концы каналов проходят над шарнирным соединением крыла с закрылком и элероном.

Решение поставленной задачи обусловлено тем, что в заявленном самолете, снабженном несколькими двигателями, установленными по бокам фюзеляжа, газонаправляющие каналы имеют большие радиус и длину по сравнению с каналами в самолете с одним двигателем, расположенным в фюзеляже самолета.

В связи с увеличенной длиной каналов каждая «порция» газа значительно дольше контактирует со стенкой канала, в результате чего стенке канала и самолету в целом передается большая часть кинетической энергии струи газа, что увеличивает КПД самолета с несколькими двигателями, кроме того при прохождении струи газа над закрылком и элероном, например, отклоненными вниз, над верхней поверхностью закрылков и элеронов возникает зона пониженного давления, что увеличивает подъемную силу самолета.

На фиг.1 показан самолет с двумя двигателями, вид сбоку, с частичным разрезом крыла.

На фиг.2 показана схема того же самолета, вид сверху, в плоскости крыла.

На фиг.3 - вид спереди, с частичным поперечным разрезом.

На фиг.4 показана схема самолета, в котором с каждой боковой стороны фюзеляжа установлено по два двигателя.

Самолет, показанный на фиг.1, 2, 3 и 4, содержит фюзеляж - 1, с закрепленным на нем крылом, состоящим из левой - 2 и правой - 3 половин. На боковых сторонах фюзеляжа - 1 закреплены левый - 4 и правый - 5 турбореактивные двигатели, причем в данном самолете компрессорная часть - (К) двигателя направлена назад, в сторону хвостовой части самолета, а турбинная часть - (Т) двигателя направлена вперед, в сторону носовой части самолета.

К каркасу нижней части фюзеляжа - 1 прикреплено стреловидное крыло - 2, 3, усиленное поперечными несущими балками, в частности балкой круглого сечения - 6, на которой шарнирно установлены стойки задних колес - 7 и 8, (которые в полете убираются в общие для колес и двигателя обтекатели) а также на балке 6 шарнирно установлены подвижные, несущие части крыла, которые при этом выполняют функции закрылков и элеронов - 9, 10. Положение закрылков и элеронов меняют посредством гидроцилиндров или электроприводов, кинематически связанных с рычагами - 11 и 12.

В крыле, сверху его несущей (заштрихованной) части - 2, размещен плоский симметричный относительно оси самолета газонаправляющий аппарат, внутренняя полость которого разделена (в плоскости крыла) перегородками на несколько отдельных дугообразных газонаправляющих каналов - 14 и 15, при этом выпуклой стороной каналы обращены вперед - в сторону носовой части самолета, а концы каналов обращены назад - в сторону хвостовой части самолета. При этом входные концы каналов - 14, размещенных на левой половине - 2 крыла, соединены с турбинной частью правого двигателя - 5, и наоборот, входные концы каналов - 15, размещенных на правой половине - 3 крыла, соединены с турбинной частью левого двигателя - 4. При этом газонаправляющие каналы - 14 и 15 пересекаются внутри фюзеляжа и проходят там на разных уровнях относительно плоскости крыла. Выпускные концы всех дугообразных каналов соединены с атмосферой и размещены при этом над шарнирным соединением крыла с закрылками и элеронами - 9,10. Перегородки каналов в их поперечном сечении выгнуты во внешнюю сторону дуг, образующих каналы - 14 и 15 (фиг.1). На задней части фюзеляжа - 1 закреплено хвостовое оперение, включающее неподвижные стабилизаторы - 16 и 17, расположенные примерно под углом 45° к плоскости крыла, и шарнирно соединенные с ними (совмещенные по выполняемым функциям) рули высоты и поворота - 18 и 19.

Сзади каждого двигателя закреплены воздухозаборники - 20 и 21, выпуклой стороной обращенные назад, а открытой стороной - вперед.

На фиг.4 показана схема самолета, в котором с каждой боковой стороны фюзеляжа - 1 установлено по два двигателя, при этом турбинные части - Т и Т обоих двигателей - 4, установленных с левой боковой стороны фюзеляжа, соединены с впускными концами каналов, размещенных в правой половине крыла - 15, а турбинные части - Т и Т обоих двигателей - 5, установленных с правой стороны фюзеляжа - 1, соединены с впускными концами каналов - 14, размещенных в левой половине крыла - 2.

Работа самолета и ее особенность заключаются в следующем:

1. В двигателях 4 и 5 при высоком давлении происходит сгорание топлива, образовавшийся при сгорании газ после вращения турбины (Т-) с высокой скоростью истекает из сопла двигателя, причем в данном самолете газ истекает не в атмосферу в направлении назад, как обычно, а вперед - в газонаправляющие каналы - 14 и 15. Обладая большой скоростью, а значит большой кинетической энергией и инерцией движения, газ стремится двигаться по прямой, но вынужден двигаться вдоль вогнутых передних стенок каналов 14 и 15 и, соответственно, оказывает на них динамическое давление (в целом направленное вперед), передавая при этом стенкам каналов, а значит и самолету, значительную часть своей кинетической энергии. Проходя вдоль вогнутых стенок каналов 14 и 15, газовая струя (вынужденно) меняет направление движения примерно на 170°-180° и истекает из каналов в атмосферу, в направлении назад. Поскольку газовая струя еще имеет большую скорость, то, следовательно, на стенки каналов действует и реактивная сила, причем как и активная, тоже направленная вперед. Причем чем больше радиус дугообразных каналов 14 и 15, тем более продолжительное время каждая «порция» газа контактирует с вогнутой стенкой канала, а значит тем большую часть кинетической энергии газовая струя сможет передать стенкам каналов, при этом чем больше перегородок (оптимальное количество), тем больше общая площадь непосредственного силового контакта газовой струи со стенками каналов, а значит тем больший положительный результат будет получен. В этой связи на заявленном самолете с двумя двигателями (фиг.1, 2, 3) для увеличения продолжительности динамического воздействия струи газа на стенки, каналы левой половины крыла - 14 соединены с турбинной частью правого двигателя - 5, а каналы правой половины крыла - 15 соединены с турбинной частью левого двигателя - 4.

При такой схеме длина дугообразных каналов оказывается значительно больше (чем в самолете с одним двигателем, установленным в фюзеляже), что более выгодно для получения положительного результата - увеличения КПД и силы тяги самолета.

Кроме указанных выше двух сил, направленных вперед, на самолет действует и третья - первичная реактивная сила, которая (в данном случае) является вредной, так как направлена назад.

Однако суммарная сила, направленная вперед, в несколько раз больше первичной реактивной силы, направленной назад, что и приводит к положительному результату.

В самолетах, показанных на фиг.4, входные концы каналов - 15 соединены сразу с двумя двигателями - 4, что увеличивает безопасность полета самолета в случае отказа одного из двигателей, поскольку разворачивающий момент будет меньшим чем, например, при отказе одного из двигателей самолета по фиг.1 (это относится к другим известным самолетам).

2. При окончательном истечении из каналов - 14 и 15 газовая струя с большой скоростью проходит над верхней поверхностью закрылков и элеронов 9 и 10 (фиг.1), которые, в зависимости от задаваемого режима работы самолета, можно отклонять, например, вниз, при этом между (стремящейся двигаться по прямой) струей газа и верхней поверхностью закрылков и элеронов - 9 и 10 возникает разреженное пространство, вследствие чего газовая струя вынуждена отклониться вниз, а закрылки и элероны (как несущая часть крыла) «вынуждены» несколько подняться вверх, т.е. на них в это время действует дополнительная сила, которая передается крылу в целом, что и увеличивает подъемную силу самолета.

Положительный технический результат - увеличение КПД заявленного самолета, по сравнению с самолетами с традиционным размещением двигателей, заключается в следующем:

1. Увеличивается сила тяги самолета (при той же мощности двигателя и расходе горючего), что является результатом использования на самолете части кинетической энергии газовой струи после ее истечения из сопла двигателя. Традиционно для получения силы тяги самолета используется реактивная сила, действующая на двигатель, при истечении из его сопла газовой струи, причем реактивная сила определяется количеством движения струи по формуле Р=mV, в которой скорость газа в первой степени, а в предлагаемом самолете используется и активная сила динамического давления газовой струи на вогнутые стенки каналов 14 и 15, которая определяется кинетической энергией газовой струи K=1/2mV² (или скоростным напором Р_o=1/2ρυ²), в формулах которых скорость газа в квадрате. Поэтому полная кинетическая энергия газовой струи численно во много раз больше количества движения этой же струи при ее истечении из сопла двигателя. Значительная часть этой кинетической энергии и передается стенкам каналов 14 и 15, что и приводит к увеличению КПД самолета по сравнению с самолетами с традиционным размещением двигателей.

Положительный технический результат - увеличение КПД силы тяги и подъемной силы заявленного самолета с несколькими двигателями по сравнению с известным самолетом с одним двигателем, размещенным в фюзеляже, обусловлено следующим:

1. В заявленном самолете с несколькими двигателями радиус и длина дугообразных каналов 14 и 15 объективно больше и, следовательно, каждая «порция» газа значительно дольше оказывает динамическое давление на стенки каналов 14 и 15 и, соответственно, значительно большая часть кинетической энергии газовой струи передается стенкам каналов и самолету в целом.

2. Наличие закрылков и элеронов 9 и 10 и их соответствующее размещение на крыле 2 и 3, при котором струя газа с большой скоростью проходит над их верхней поверхностью, что увеличивает подъемную силу крыла заявленного самолета.

В данном самолете толщина крыла увеличена, что, в принципе, не выгодно, однако это не обычное толстое крыло, за которым возникают вихри и зона пониженного давления, в данном случае сзади из крыла истекает плоская струя газа, которая увлекает за собой прилегающий к нему сверху слой воздушного потока, обтекающего крыло сверху, в результате чего скорость воздушного потока над крылом увеличивается, что выгодно для образования подъемной силы крыла. Кроме этого управляемость самолета через элероны 9 и 10 (на малой скорости полета) улучшится, так как на элерон действует не только воздушный поток, но и газовая струя.

Таким образом, решение поставленной задачи обусловлено тем, что на данном самолете с несколькими двигателями более полно используется энергия газовой струи двигателя, в результате чего повышаются общий КПД, сила тяги и подъемная сила самолета.

Изобретение относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, на котором закреплено крыло из двух половин и в котором закреплен турбореактивный двигатель. В крыле самолета размещен плоский газонаправляющий аппарат, внутреннее пространство которого, в плоскости крыла, разделено перегородками на два отдельных дугообразных канала. Входные концы каналов, расположенные ближе к оси фюзеляжа самолета - соединены с турбинной частью двигателя, а выпускные концы каналов, расположенные дальше от оси самолета - размещены вдоль крыла и сообщаются с атмосферой. В фюзеляже закреплен дополнительный двигатель. Турбинная часть каждого двигателя, установленного с левой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в правой половине крыла, а турбинная часть каждого двигателя, установленного с правой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в левой половине крыла. Каналы правой и левой половин крыла пересекаются внутри фюзеляжа и проходят на разных уровнях, относительно плоскости крыла. Изобретение направлено на повышение общего КПД самолета. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Самолет с реактивной тягой, включающий фюзеляж, на котором закреплено крыло из двух половин, и в котором закреплен турбореактивный двигатель, компрессорная часть которого обращена назад - в сторону хвостовой части самолета, а турбинная часть обращена вперед - в сторону носовой части самолета, в крыле самолета размещен плоский газонаправляющий аппарат, внутреннее пространство которого в плоскости крыла разделено перегородками на два отдельных дугообразных канала, которые средней выпуклой стороной обращены вперед - в сторону носовой части самолета, а концы каналов обращены назад - в сторону хвостовой части самолета, при этом входные концы каналов, расположенные ближе к оси фюзеляжа самолета соединены с турбинной частью двигателя, а выпускные концы каналов, расположенные дальше от оси самолета размещены вдоль крыла и сообщаются с атмосферой, отличающийся тем, что в фюзеляже закреплен по меньшей мере один дополнительный двигатель, турбинная часть каждого двигателя, установленного с левой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в правой половине крыла, а турбинная часть каждого двигателя, установленного с правой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в левой половине крыла, при этом каналы правой и левой половин крыла пересекаются внутри фюзеляжа и проходят на разных уровнях, относительно плоскости крыла.2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что на каждой половине крыла шарнирно установлены закрылок и элерон.3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что выпускные концы каналов проходят над каждым шарнирным соединением крыла с закрылком и элероном.4. Самолет по п.1, отличающийся тем, что перегородки каналов в поперечном сечении выгнуты во внешнюю сторону дуг, образующих каналы.