СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2018 года по МПК B64C21/06 B64C29/00 B60V3/08 

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при создании летательных аппаратов как 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 частью крыльев, создавая при этом, согласно закону Бернулли, пониженное давление над верхней частью крыльев. Разность давлений под нижней и верхней частью 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.

Однако этот способ не использует всех термодиинамичских возможностей на увеличение подъемной силы.

В частности, наличие отверстий большого размера, которые являются концентраторами напряжений, снижает прочность крыла. Крыло, выполненное из пористого металла, практически не имеет таких концентраторов и позволяет осуществлять отбор воздуха с верхней части крыла более эффективно.

Во вновь предложенном способе регулирование подъемной силы летательного аппарата достигается путем снижения давления в верхней части крыльев при посадке и взлете путем понижения давления за счет отсоса с верхней части крыла летательного аппарата

Особенность вновь предложенного способа увеличения подъемной силы летательного аппарата заключается в том, что увеличение подъемной силы самолета осуществляют путем продольного раздела крыла самолета с помощью теплоизоляционной перегородки на две части - верхнюю и нижнюю, выполненные из пористого материала, отсоса воздуха с верхней части крыла через пористую верхнюю поверхность крыла за счет работы компрессора, повышения давления под нижней частью крыла путем переброса сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания, установленную в нижней части крыла, и последующего сброса части разогретого воздуха и продуктов сгорания от дополнительной камеры сгорания и газотурбинного двигателя через нижнюю часть крыла летательного аппарата.

На фиг. 1 схематично изображено крыло самолета, использующее такой способ.

На фиг. 2 приведен весь самолет, выполненный в виде крыла или «блюдца».

Работает предлагаемый способ следующим образом. При посадке и взлете вброс горячего воздуха и продуктов сгорания через нижнюю часть крыла, выполненного из пористого материала, увеличивает подъемную силу крыла самолета. Для усиления этого эффекта нижнюю часть крыла снабжают дополнительными камерами сгорания.

При рассмотрении устройства можно в качестве аналога рассмотреть летательный аппарат [9], который содержит двухконтурные реактивные двигатели, холодные контуры которых являются мощным источником подачи воздуха. Однако эти потоки не используются для влияния на подъемные силы крыла самолета.

В качестве прототипа для устройства можно рассмотреть летательный аппарат [10], содержащий фюзеляж 1, крылья 2 и двухконтурный турбореактивный двигатель 3 с каналами первого 3 и второго контуров 4.

Однако второй конур турбореактивного двигателя сообщается с камерой воздушной подушки, которая заменяет шасси и не сказывается на полете в воздушной среде.

Особенностью предлагаемого летательного аппарата является то, что фюзеляж разделен горизонтальной теплоизоляционной перегородкой и герметичным объемом с пассажирами на нижнюю и верхнюю часть фюзеляжа, нижняя и верхняя часть крыльев выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель расположен в нижней части фюзеляжа, верхняя часть фюзеляжа снабжена компрессором, нижняя часть фюзеляжа снабжена дополнительной камерой сгорания, компрессор 7 соединен с камерой сгорания, основной канал турбореактивной установки снабжен управляемой заслонкой, нижняя часть фюзеляжа с внешней стороны снабжена элементами, создающими воздушную подушку.

На фиг. 2 схематично изображен летательный аппарат, выполненный полностью в виде крыла с применением данного способа. У этого летательного аппарата фюзеляж 1 разделен горизонтальной теплоизоляционной перегородкой 4 и герметичным объемом 9 с пассажирами на нижнюю 5 и верхнюю 6 часть фюзеляжа 1, нижняя и верхняя часть крыльев 5 выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель 3 расположен в нижней части 5 фюзеляжа 1, верхняя часть 6 фюзеляжа 1 снабжена компрессором 7, нижняя часть 5 фюзеляжа 1 снабжена дополнительной камерой сгорания 8, компрессор 7 соединен с камерой сгорания 8, основной канал турбореактивной установки снабжен управляемой заслонкой 11, нижняя часть 5 фюзеляжа 1 с внешней стороны снабжена элементами 12, создающими воздушную подушку.

Такое исполнение способа и летательного аппарата (самолета) позволяет существенно сократить скорость при посадке и взлете за счет увеличения подъемной силы.

Источники информации

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. - М., 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. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета.

8. Патент США №4004761, кл. 244-100.

9. Самолет с шасси на воздушной подушке. Патент РФ №805563, кл. В60V 3/08, В64С 25/00.

Группа изобретений относится к области авиации. Летательный аппарат типа летающее крыло содержит фюзеляж, крыло и турбореактивный двигатель. Крыло разделено горизонтальной теплоизоляционной перегородкой и герметичным объемом для пассажиров на нижнюю и верхнюю части, поверхности которых выполнены из пористого металла. Турбореактивный двигатель расположен в нижней части фюзеляжа, которая снабжена дополнительной камерой сгорания и элементами, создающими воздушную подушку с внешней стороны. Верхняя часть фюзеляжа снабжена компрессором, который соединен с камерой сгорания. Основной канал турбореактивного двигателя снабжен управляемой заслонкой. Способ регулирования подъемной силы заключается в отсосе воздуха через пористую верхнюю поверхность крыла за счет работы компрессора и повышении давления под нижней частью крыла путем переброса сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания, установленную в нижней части крыла, и последующего сброса части разогретого воздуха и продуктов сгорания от дополнительной камеры сгорания и газотурбинного двигателя через нижнюю часть крыла летательного аппарата. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ создания подъемной силы крыла летательного аппарата путем снижения давления в верхней части крыла при посадке и взлете за счет отсоса воздуха с верхней части крыла летательного аппарата, при этом осуществляют продольный раздел крыла с помощью теплоизоляционной перегородки на две части – верхнюю и нижнюю, выполненные из пористого материала, отсоса воздуха с верхней части крыла через пористую верхнюю поверхность крыла за счет работы компрессора с повышением давления под нижней частью крыла путем переброса сжатого воздуха в дополнительную камеру сгорания, установленную в нижней части крыла, и последующего сброса части разогретого воздуха и продуктов сгорания от дополнительной камеры сгорания и турбореактивного двигателя через нижнюю часть крыла летательного аппарата.

2. Летательный аппарат типа летающее крыло, содержащий фюзеляж, крыло и турбореактивный двигатель, крыло разделено горизонтальной теплоизоляционной перегородкой и герметичным объемом для пассажиров на нижнюю и верхнюю части, нижняя и верхняя часть крыльев выполнена из пористого металла, турбореактивный двигатель расположен в нижней части фюзеляжа, верхняя часть фюзеляжа снабжена компрессором, нижняя часть фюзеляжа снабжена дополнительной камерой сгорания, компрессор соединен с камерой сгорания, основной канал турбореактивного двигателя снабжен управляемой заслонкой, нижняя часть фюзеляжа с внешней стороны снабжена элементами, создающими воздушную подушку.