СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2014 года по МПК B64C23/02 

Изобретение относится к области малой авиации, может быть использовано в разработках новых, нетрадиционных видов летательных аппаратов, летающих с небольшими, по авиационным меркам, скоростями, в корабельной авиации.

Известно, что подъемная сила крыла самолета создается двумя факторами - углом атаки плоскости крыла к направлению полета (эффект воздушного змея) и разной скоростью обтекания воздухом верхней и нижней плоскостей крыла самолета за счет создания большей выпуклости верхней плоскости крыла. В соответствии с законами гидродинамики, в зоне более быстрого обтекания воздухом или жидкостью поверхности одного и того же тела, внутри более быстрого потока в направлениях, поперечных к вектору движения, внутреннее давление в потоке снижается. Таким образом, под нижней плоскостью крыла, которая прямолинейна, внутри потока давление выше, чем над верхней, более выпуклой поверхностью. Этот эффект в самом упрощенном виде описан еще в школьных учебниках физики, под авторством А.В.Перышкина, для 9-го класса за 1954 г., стр.82., рис.106.

Само это явление снижения давления в быстро движущемся потоке жидкости или газа широко используется в технике для создания различных диффузоров: в карбюраторах, распылителях, очень серьезно изучается и используется в процессе управления движением кораблей и в других областях техники.

Можно искусственно создать условия для обтекания воздухом поверхностей крыла с разными скоростями при неподвижном летательном аппарате. Сущность изобретения заключается в том, что для увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата в нем выполняют подвижную ленту, скользящую над верхней и нижней плоскостями крыла, армированную внутренними ребрами поперечной жесткости, с вмонтированными в нее с внутренней стороны с определенным интервалом, зубчатыми низкопрофильными ремнями, натягивающуюся двумя роликами в передней и задней части крыла с соответствующими ремням зубчатыми венцами, задний из которых - ведущий, с приводом от редуктора с электродвигателем, позволяющим бесступенчато изменять скорость движения ленты от нуля до максимума и наоборот, передний - натяжной, с опорой ленты на цельнометаллическую конструкцию крыла, при этом известные элероны устанавливают за задним опорным роликом, а над зубчатыми ремнями, над верхней плоскостью крыла, выполняют ребра-обтекатели с «лыжами» для скольжения по ним снизу-вверх стремящейся вспучиться ленты.

Обратимся к фигуре. Здесь изображен поперечный разрез крыла со встроенной в него лентой, бегущей над плоскостями крыла - 1, скользящей по сплошным металлическим поверхностям, составляющим конструкцию крыла, которая натянута на два ролика - 2 и 3, один из которых ведущий, второй - опорный, натяжной. Предполагается, что ленту выполняют из прочного, эластичного, морозостойкого материала и вмонтируют в нее внутреннюю армировку, заложенную поперечно к направлению движения. С некоторым интервалом по ширине ленты с ее внутренней стороны, в нее вмонтируют зубчатые, низкопрофильные ремни, подобные тем, которые применяют в современных автомобильных двигателях. Соответствующие этим ремням зубчатые венцы 4 и 5, с тем же интервалом, выполняют на опорных и ведущих роликах. В верхней и нижней плоскости крыльев, в зоне размещения зубчатых ремней, выштамповываются углубления-лотки для их свободного скольжения - 6 и 7. В задней части крыла, за бегущей лентой, за задним роликом, выполняют обычные элероны - 8. Предполагается также, что ленты приводят в движение от синхронно работающих приводных редукторов с электродвигателями, питающимися электроэнергией от бортовой аппаратуры, с возможностью плавного изменения скорости движения ленты от нуля до максимума и наоборот.

При включении вращения лент в направлении стрелок перед взлетом, верхняя плоскость ленты будет двигаться навстречу набегающему потоку воздуха от винта самолета и встречного ветра. Возьмем, в качестве расчетного, диаметр переднего ролика 0,3 м, тогда для создания линейной скорости движения ленты в 100 км/ч (что примерно соответствует взлетной скорости тихоходных самолетов) частота вращения ролика определится из формулы:

$$\upsilon =2\pi Rn\text{ и n}=\frac{\nu }{2\pi R}=\frac{100000/3600}{\mathrm{6,28}\cdot \mathrm{0,15}}\approx 30\text{ об/сек}=\text{1800 об/мин}$$

Такое вращение примерно соответствует частоте вращения среднескоростного асинхронного электродвигателя (1480 об./мин) с приводными ремнями, которые работают не в кратковременном режиме, а тысячами моточасов.

Таким образом, при вращении лент с окружной скоростью, соответствующей скорости взлета, обтекание воздухом верхней плоскости крыла будет в два раза превышать скорость обтекания нижней плоскости крыла, поскольку нижняя плоскость ленты будет убегать от потока воздуха и скольжение потока воздуха по ней будет нулевым.

Гидродинамика описывает процессы, протекающие в потоке жидкости или газа, обтекающей какие-либо поверхности. При условии, что мы имеем дело не с идеальным газом, а с обычным воздухом, который имеет свой показатель вязкости, обтекание воздухом поверхности крыла в обычном варианте конструкции будет ламинарным, т.е. скорость скольжения воздушного потока по поверхности крыла будет послойно нарастать от нулевой, в зоне контакта с плоскостью крыла, до максимальной, соответствующей скорости движения крыла, относительно воздуха. В предлагаемом изобретении характер обтекания крыла воздушным потоком будет значительно отличаться от ламинарного, ведь здесь будет двигаться не только ламинарный поток воздуха, но непосредственно, навстречу потоку, сама обтекаемая воздухом поверхность бегущей ленты, следовательно, исходя из уравнения Бернулли (Физика, В.Б.Федосеев, учебник для технических ВУЗов, «Основы гидродинамики» стр.109-111):

$$\frac{\rho \cdot {\nu }^2}{2}+P=const$$

где ρ - плотность воздуха, ν - скорость трубки тока, Р - давление внутри трубки тока, мы видим, что давление в потоке находится в квадратичной зависимости от скорости обтекания потоком поверхности. А подъемная сила, без учета действия фактора «воздушного змея», создаваемого углом атаки крыла к направлению полета, будет определяться разностью скоростей обтекания верхней и нижней плоскости.

Точкой отсчета скорости потока здесь будет не нулевая скорость скольжения, а именно скорость движения ленты относительно воздуха. В любом обычном варианте обтекания воздухом поверхности крыла, скорость в трубках тока будет плавно нарастающей. И как-то зафиксировать, т.е. произвести замер этой скорости применительно к какому-то слою воздуха - невозможно. Это изменение скорости будет не контрастным, а размытым, и ввести эту скорость в уравнение Бернулли можно лишь в варианте какой-то усредненной, весьма приближенной величины. Здесь же эта скорость - v² будет иметь реальную размерность, и это обстоятельство может стать решающим фактором в создании подъемной силы крыла.

Для того чтобы сравнить получаемые преимущества в создании подъемной силы, проанализируем подробнее значимость фактора скорости ν².

В обычном крыле величина этой скорости весьма незначительна, так как она формируется небольшой разницей в пути, который воздух проходит, обтекая верхнюю плоскость по выпуклости крыла, по отношению к прямолинейной нижней плоскости. И, даже если крылу придать космическую скорость, никакая выпуклость крыла не позволит получить разницу в скоростях обтекания верха и низа крыла в 100 км/ч, здесь же эта скорость будет создаваться уже при разгоне аппарата до пятидесяти км/ч.

Для наглядности подставим в уравнение Бернулли вместо буквенных символов числовые значения величин для двух ситуаций - подвижной, при скорости ленты в 108 км/ч, т.е. 30 м/сек, и неподвижной ленты:

$$\frac{\rho \cdot {\nu }^2}{2}+P_1=const;\frac{\text{1}\text{,29}\frac{\text{кг}}{{\text{м}}^{\text{3}}}\cdot {30}^2\frac{{м}^2}{се{к}^2}}{2}+{Р}_1\frac{кг}{мсе{к}^2}=const;\frac{\text{1}\text{,29}\cdot {\text{0}}^{\text{2}}}{\text{2}}+P_2=const.$$

Вычислив эти величины, мы видим, что сила давления в потоке будет отличаться на $$1161/2\frac{Н}{{м}^2}$$ , а при скорости аппарата в 100 км/ч и, соответственно, скорости обтекания потоком воздуха верхней части крыла в ≈ 200 км/ч эта сила возрастет в четыре раза. В комплексе сил, действующих на крылья, существенное значение здесь будет иметь фактор обдува крыльев воздухом от винта летательного аппарата. При неподвижной верхней и нижней плоскости он не будет сколько-нибудь значимым, а при подвижной ленте этот фактор еще до старта уже будет существенно воздействовать на крылья летательного аппарата.

Из этого следует, что проведя соответствующие конструктивные расчеты размеров крыла, прочности и скорости движения лент, можно создать условия для очень короткой разбежки летательного аппарата перед взлетом и посадкой на полосу взлета с относительно небольшими скоростями. Управляя скоростью движения ленты, можно обеспечить как убывающее изменение подъемной силы, по мере разгона аппарата на взлете, так и нарастающее, по мере снижения скорости перед посадкой. Отсюда становится ясно, что необходимость по времени пользования этим устройством на летательном аппарате будет кратковременной, однако применение таких устройств до неузнаваемости изменит летные качества малой авиации.

В целях обеспечения безопасности полета, на случай повреждения или разрыва лент в ходе полета, конструкция крыла предполагается такой, чтобы аэродинамические функции крыла не утрачивались бы с отсутствующей лентой. Обшивка крыла должна быть (по возможности) цельнометаллической, а конструкция крыла и ленточного узла должна позволять замену ленты, подобно замене порванного ремня на электродвигателе. При этом также необходимо учитывать, что со стороны потока воздуха, обдувающего нижнюю плоскость крыла будет действовать на ленту распределенная по всей поверхности сила давления воздуха, которая и будет в конечном итоге соответствовать подъемной силе. Поэтому между лентой и обшивкой крыла будет происходить не свободное скольжение, а скольжение с преодолением трения, создаваемого подъемной силой. Над верхней же плоскостью крыла, особенно в районе верхнего перегиба, будет создаваться значительное разрежение в потоке воздуха, что будет создавать эффект вспучивания ленты. Для нейтрализации этого эффекта жесткость армировки ленты должна быть достаточной по своей прочности, а для уменьшения эффекта вспучивания, вдоль зубчатых ремней над верхней плоскостью крыла уместно разместить продольные ребра-обтекатели - 9, с «лыжами» для скольжения по ним снизу- вверх стремящейся вспучиться ленты. Эти обтекатели одновременно же будут выполнять и функцию подстраховки от порыва ленты.

Изобретение относится к области авиации. Подъемную силу крыла летательного аппарата создают подвижной лентой, скользящей в направлении движения аппарата над верхней и нижней плоскостями крыла. Лента армирована внутренними ребрами поперечной жесткости и имеет зубчатые низкопрофильные ремни. Лента натянута двумя роликами в передней и задней части крыла. Задний ведущий ролик с приводом от редуктора с электродвигателем, а передний натяжной ролик выполнен с возможностью опоры ленты на конструкцию крыла. Элероны установлены за задним роликом. Над верхней плоскостью крыла, над зубчатыми ремнями, выполнены ребра-обтекатели с «лыжами» для скольжения ленты. Изобретение направлено на повышение маневренности летательного аппарата. 1 ил.

Способ увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата, отличающийся тем, что выполняют подвижную ленту, скользящую над верхней и нижней плоскостями крыла, армированную внутренними ребрами поперечной жесткости, с вмонтированными в нее с внутренней стороны с интервалом, зубчатыми, низкопрофильными ремнями, натягивающуюся двумя опорными роликами, расположенными в передней и задней части крыла, с соответствующими ремням зубчатыми венцами, задний ролик - ведущий, с приводом от редуктора с электродвигателем, позволяющим бесступенчато изменять скорость движения ленты от нуля до максимума, передний ролик - натяжной, с опорой ленты на цельнометаллическую конструкцию крыла, при этом элероны устанавливают за задним опорным роликом, над зубчатыми ремнями, над верхней плоскостью крыла выполняют ребра-обтекатели с «лыжами».