Способ регулирования подъемной силы летательного аппарата Российский патент 2018 года по МПК B64C21/00 F15D1/12 

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.

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.

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.