ОСЕСИММЕТРИЧНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2023 года по МПК B64C29/00 B64C39/06 

Область техники

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструктивным решениям летательных аппаратов (ЛА) вертикального взлета и посадки.

Уровень техники

Известны различные конструктивные схемы осесимметричных ЛА - дисколетов, турболетов вертикального взлета и посадки (VTOL). Они разрабатываются уже более 100 лет во многих странах, и всеобщее внимание к ним усилилось в последние годы. Осесимметричные ЛА отличаются способами создания подъемной и движущей силы, устройствами их реализующими, а также компоновкой составляющих частей (размещение движителя сверху или снизу).

Наиболее распространенный и надежный способ создания подъемной силы VTOL - это реактивная тяга струи (используется в конструкциях вертолетов, ракет, квадрокоптеров).

Из уровня техники известна летающая модель диаметром 1,2 метра дисколета VTOL ADIFO (All Directions Flying Object), раскрытая в публикации WO 2017105266 A1. Устройство содержит круговой симметричный аэродинамический корпус, имеющий внутреннюю платформу жесткости, по меньшей мере четыре вертикальных воздуховодных винта, расположенных симметрично центральной вертикальной оси несущего корпуса и попарно имеющих взаимно противоположное направление вращения, средство электропитания для обеспечения электроэнергией всех двигателей и всех электрических и электронных устройств на борту, электронного модуля управления.

На низкой скорости ADIFO функционирует как квадрокоптер, тогда как при разгоне на горизонтальных двигателях его округлый корпус выполняет функцию крыла с малым аэродинамическим сопротивлением. Данная конструкция характеризуется сравнительно небольшой площадью винтов, что негативно сказывается на энергоэффективности устройства, при этом предусмотренное конструкцией размещение винтов уменьшает объем полезного внутреннего пространства корпуса.

В патентной публикации RU 2617014 описан ЛА, выполненный в виде дискообразного тела вращения, в котором в качестве движителя используется кольцевое вентиляторное колесо, создающее главную подъемную силу. Летательный аппарат содержит первый лопаточный аппарат, направляющий воздушный поток, и второй лопаточный аппарат, обеспечивающий выпрямление воздушного потока, отбрасываемого вентиляторным колесом.

В патентной публикации RU 2572980 раскрыт турбодиск, содержащий корпус дискообразной формы, имеющий цилиндрический салон в центре и на периферии кольцо-движитель в виде двух кольцеобразных турбин, взаимно противоположного вращения, создающих подъемную силу. Подъемную силу регулируют жалюзи. Для горизонтального полета в передней части корпуса находится входное отверстие, в задней части установлено сопло с двойным килем, стабилизатором, рулями направлений и высоты.

В вышеприведенных источниках информации раскрыты конструкции аппаратов, в которых размеры движителей значительно превосходят размеры основной корпусной (грузопассажирской) части ЛА, что может быть недостатком конструкции, влияющим на безопасность и эксплуатационные качества устройства.

Второй способ создания подъемной силы ЛА представляет собой формирование разрежения (области пониженного давления) над несущей поверхностью ЛА (например, над крыльями самолетов).

В патентной публикации RU 2016111401 А раскрыто кольцевое крыло с центральным нагнетателем, состоящее из трех основных частей: нагнетателя; рассекателя аэродинамической формы, который рассекает идущий от нагнетателя воздушный поток и направляет его на кольцевое крыло; кольцевого крыла, создающего подъемную силу.

В патентной публикации RU 2520177 С1 раскрыта конструкция дисколета, содержащего корпус, соединенный с несущим тонким диском, с регулируемыми радиальными лопастями, закрепленными шарнирно по концам к диску. Между лопастями расположены секторные крылья, отношение площади лопастей к площади диска находится в диапазоне 0,05 - 0,1. В вертикальном полете лопасти устанавливаются на заданный угол атаки и направляют поток воздуха под секторное крыло, создавая разрежение над ним и повышенное давление под диском, что обеспечивает подъемную силу дисколета.

В патентной публикации RU 2010147882 А раскрыт способ получения подъемной силы, который заключается в обеспечении снижения давления над крылом за счет эжектирования газа поверх профиля крыла. Угол атаки крыла регулируется. Эжектируемый газ ионизируется и разгоняется в электромагнитном поле.

Данный способ создания подъемной силы представляется более сложным, на практике не реализован, в результате чего эффективность его неизвестна.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству является ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ "ТУРБОЛЕТ ГОРДИЕНКО Н.Н.", раскрытый в патенте RU2309085. Летательный аппарат содержит фюзеляж, движитель, вращающийся в горизонтальной плоскости для создания подъемной силы и горизонтальной тяги, двигатель для привода движителя, рули управления. Фюзеляж снабжен сквозным вертикальным каналом, в котором на раме закреплены рули управления, а над каналом установлен движитель, выполненный в виде верхнего диска и нижнего кольца, между которыми закреплены криволинейные воздухозаборные лопатки. Верхний диск движителя жестко закреплен на валу, кинематически связанном с выходным валом двигателя. На верхней поверхности диска установлены ребра жесткости, на которых по периферии закреплен дугообразный козырек. Посредством воздухозаборных лопаток атмосферный воздух нагнетается от периферии к центру и выводится вниз по вертикальному каналу. Одновременно за счет вращения ребер жесткости над верхним диском создается разрежение.

Основным недостатком данного решения является его невысокая эффективность в результате обеспечения разрежения за счет вращения ребер жесткости. Для обеспечения хорошей тяги струя, выходящая из вертикального канала относительно малого сечения, должна иметь большую скорость, что согласно теории идеального пропеллера (https://translated.turbopages.org/proxy_u/en-ru.ru.e08795de-62bc21a0-4d2bc0b5-74722d776562/https/en.wikipedia.org/wiki/Propeller_theory) энергетически не выгодно.

Таким образом, техническая проблема, решаемая посредством заявляемого решения, заключается в необходимости преодоления недостатков, присущих аналогам и прототипу, за счет разработки простой конструкции надежного и безопасного в эксплуатации летательного аппарата.

Краткое раскрытие сущности изобретения

Технический результат, достигаемый при использовании заявляемого решения, заключается в снижении энергозатрат на взлет, посадку и перемещение устройства за счет обеспечения максимально возможной площади воздушного потока, формирующего подъемную силу и не выходящего за площадь корпуса. Иные преимущества заявляемого устройства состоят в повышении надежности ЛА за счет упрощения его конструкции при сохранении безопасности его эксплуатации за счет размещения движителя под корпусом летательного аппарата, что исключает возможность его повреждения внешними элементами, в уменьшении стоимости изделия в результате применения минимального количества деталей без необходимости использования сложных технологических процессов, а также в результате снижения прочностных требований к материалам изготовления благодаря уменьшению максимальных скоростей и силовых нагрузок.

Заявленный технический результат достигается тем, что осесимметричный летательный аппарат, содержащий движитель, выполненный с возможностью вращения, корпус с вертикальным сквозным осевым каналом, над которым размещен управляющий руль, согласно техническому решению, корпус имеет обтекаемую форму, преимущественно, выполненный в виде полуэллипсоида с плоским дном, под которым в качестве движителя установлен турбокомпрессор с двумя кольцевыми контурами разнонаправленного вращения, диаметр внешнего контура соответствует диаметру плоского дна корпуса, а управляющий руль выполнен в виде дисковой заслонки с опорным элементом конической формы. Суммарный вращательный момент контуров турбокомпрессора равен нулю. Заслонка обеспечивает перенаправление воздушного потока вдоль корпуса аппарата, для создания горизонтальной силы тяги любого направления и усиления подъемной силы. ЛА может быть снабжен жесткой сеткой, размещенной по окружности турбокомпрессора, обеспечивающей защиту лопаток турбокомпрессора от попадания посторонних предметов. ЛА также может быть снабжен стойками шасси, размещаемыми под плоским дном.

Краткое описание чертежей

Заявляемое изобретение поясняется следующими чертежами, где

На фиг. 1а и 1б схематично представлен вид на модель ЛА сбоку и вид турбокомпрессора сверху.

На фиг. 2 схематично представлены направления движения воздушных потоков при создания подъемной силы.

На фиг. 3а-3в схематично представлена работа дисковой заслонки-руля,

На фиг. 4-5 представлены результаты численного моделирования аэродинамики опытного образца «Аэротакси».

Позициями на чертежах обозначены:

1 корпус ЛА,

2 кольцевой турбокомпрессор,

3 лопатка турбокомпрессора,

4 осевой канал,

5 дисковая заслонка-руль.

На чертежах также использованы следующие условные обозначения:

R - радиус ЛА,

H - высота лопаток турбокомпрессора,

V_r – радиальная скорость потока воздуха,

V_z – вертикальная скорость потока воздуха.

Осуществление изобретения

Заявляемый летательный аппарат имеет осесимметричный корпус 1 с плоским дном и выпуклой внешней поверхностью (обтекаемой формы). В целом, корпус выполнен в форме, напоминающей полусферу или полуэллипсоид с центральным осевым каналом 4, ориентированным перпендикулярно плоскому дну. Так как корпус ЛА не подвержен повышенной нагрузке, то он может быть выполнен из легких материалов, например, из пластика, и укреплен ребрами жесткости (с внутренней стороны) и/или армирован сеткой, например, из алюминия. Корпус предназначен для размещения грузов или пассажиров, а также размещения модуля управления и источника питания, например, электробатарей или генератора. Также внутри корпуса может быть размещен резервный электродвигатель для обеспечения взлета, посадки или перемещения ЛА в случае необходимости. Внутри корпуса груз может быть размещен по окружности. Равномерное его весовое распределение по площади дна не обязательно, но желательно, с этой целью может быть предусмотрено компенсирующее перемещение источника питания. В случае отсутствия весового баланса при распределении груза, перекос аппарата может быть скорректирован наклоном заслонки. Плоское дно с этой целью может быть снабжено весовыми датчиками, установленными с возможностью передачи измерений в модуль управления для курсовой корректировки.

Корпус имеет сплюснутость, величина которой в зависимости от назначения ЛА может варьироваться в широких пределах. Сплюснутость ЛА улучшает его обтекание воздушным потоком в полете и, тем самым, уменьшает аэродинамическое сопротивление. Однако прочность более выпуклого корпуса выше, поэтому наиболее оптимальной является форма, при которой высота корпуса (и, соответственно, протяженность сквозного канала) составляет примерно половину радиуса плоского дна корпуса.

С внешней стороны корпуса под плоским дном расположен 2-х контурный кольцевой роторный турбокомпрессор 2 с двумя концентрическими крыльчатками, снабженными вертикальными лопатками 3, противоположно ориентированными в разных контурах и создающими центростремительный поток воздуха при втягивании его в контуры турбокомпрессора (физика направления потоков в турбокомпрессоре описана, например, в Ю.Б. ГАЛЕРКИН ТУРБОКОМПРЕССОРЫ, «Рабочий процесс, расчет и проектирование проточной части»). Кольца турбокомпрессора (крыльчатки) установлены с возможностью вращения в противоположные стороны, в результате чего их суммарный вращательный момент равен нулю, при этом сами лопатки установлены статично, без возможности независимого вращения. Потенциально возможные типы компрессоров представлены, например, на https://intech-gmbh.ru/vane_compressors/, однако возможны и другие решения. Внешнее кольцо турбокомпрессора имеет диаметр, не превышающий диаметр плоского дна корпуса устройства, максимально к нему приближенный. Лопатки одного контура (кольца турбокомпрессора) установлены под определенным углом к касательной, проведенной в точке соединения каждой лопатки и кольца. Соответственно, угол расположения лопаток другого кольца выбран идентичным с обратным знаком. Конструкция турбокомпрессора не является предметом настоящего изобретения и может быть использована любой. Основным условием является наличие двух противоположно вращающихся контуров с лопатками и выбор диаметра внешнего вращающегося контура максимально близким к диаметру плоского дна корпуса. Турбокомпрессор выполнен с возможностью подключения к источнику питания и модулю управления, в том числе, для обеспечения возможности регулировки мощности нагнетаемого потока посредством изменения числа оборотов контуров компрессора.

В корпусе ЛА выполнен сквозной осевой канал 4 (радиусом 0,1-0,2 радиуса плоского дна корпуса R_ЛА), через который небольшая часть нагнетаемого турбокомпрессором воздуха поступает наверх и упирается в дисковую заслонку-руль 5. Заслонка может быть выполнена, например, в предлагаемой на фиг. 3 форме – имеющей внешнюю поверхность кривизны, соответствующей кривизне поверхности корпуса и снабженной с внутренней стороны коническим опорным элементом, обеспечивающим свободное размещение заслонки с перекрытием осевого канала. Работу заслонки-руля иллюстрирует фиг. 3. В качестве материала выполнения заслонки также может быть использован пластик. Перемещаясь под действием воздушного потока по вертикали, заслонка формирует кольцевой зазор осевого канала, регулирует его величину, и, соответственно, количество воздуха, проходящего через неё (фиг. 3б), а наклоняясь и поворачиваясь вокруг вертикальной оси, заслонка регулирует направление движения ЛА (фиг. 3в). Управление заслонкой-рулем обеспечивается посредством сигнала от модуля управления, например, по аналогии с управлением телескопами. Со стороны плоского дна летательный аппарат может быть снабжен стойками шасси, например, в количестве трех штук, обеспечивающими устойчивое положение ЛА на земле (на фиг. не показаны). Для защиты колец турбокомпрессора от попадания посторонних предметов вокруг него может быть установлена проволочная сетка (на фиг. не показана).

Заявляемый ЛА работает следующим образом.

Повышенное давление под дном ЛА разворачивает нагнетаемый со скоростью V_r поток воздуха и создает направленную вниз со скоростью V_z струю. Подъемная сила равна реакции струи F_Lift = πρR² V_z² = 4πρV_r²H². Где учтено, что V_z = 2V_rH/R в силу сохранения расхода Q_мас = 2πρRHV_r = πρR²V_z, где V_{z –} скорость струи воздуха, направленной вниз, V_r – скорость нагнетаемого потока воздуха, F_Lift – подъемная сила, R – радиус контура турбокомпрессора, в общем случае примерно равен R_ЛА – радиусу плоского дна корпуса ЛА, Н – высота лопаток.

Для обеспечения взлета включают турбокомпрессор, формирующий центростремительный воздушный поток при втягивании воздуха через вращающиеся контуры турбокомпрессора. В результате противоположного вращения контуров, организуемого в результате противоположно направленной установки лопаток, удается избежать неконтролируемого вращения (https://www.youtube.com/watch?app=desktop&v=qPiQo17zvtg) потока воздуха. В результате воздушный поток разворачивается и направляется перпендикулярно плоскости контуров турбокомпрессора. Частично поток попадает в осевой канал, выводится по нему наверх, где с помощью поднимаемой им дисковой заслонки-руля 5 направляется вдоль корпуса ЛА, (фиг. 2), частично поток направляется в противоположную сторону, обеспечивая подъемную силу ЛА. При этом на верхней части корпуса давление понижается, поток прижимается к корпусу, огибает его и сходит с нижней части, усиливая подъемную силу, а также обеспечивая возможность полета ЛА в горизонтальном направлении, а также улучшая его аэродинамические характеристики за счет эффекта Коанды (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AD%D1%84%D1%84%D0%B5%D0%BA%D1%82_%D0%9A%D0%BE%D0%B0%D0%BD%D0%B4%D0%B0).

При взлете и посадке заслонка-руль находится в нейтральном положении без наклона, и боковая сила отсутствует. Вертикальные перемещения ЛА контролируются числом оборотов турбокомпрессора. После или по ходу набора высоты с помощью наклона и поворота заслонки-руля (посредством направления сигналов из модуля управления) осуществляется управление направлением движения. Скорость полета изменяется как за счет подъема/опускания заслонки, так и за счет изменения оборотов турбокомпрессора. К источнику питания и модулю управления ЛА может быть также подключен резервный электродвигатель, посредством включения которого в случае возникновения внештатной ситуации ЛА может быть приземлен.

В заявленной конструкции ЛА площадь струи, создающей подъемную силу в 3-5 раз больше, чем в конструкции прототипа, что позволило значительно уменьшить скорость разгона воздуха турбокомпрессором, то есть снизить его мощность, и, соответственно, вес и энергорасходы движителя в целом.

Пример конкретного выполнения

В качестве опытного образца изготовлен образец модели ЛА заявляемой конструкции, на основании исследованной компьютерной модели «Аэротакси» со следующими параметрами радиус плоского дна - R_ЛА=2 m, высота корпуса (протяженность осевого канала) H_сал=1 m, высота H_тк=0.5 m. Корпус, также заслонка выполнены из легкого пластика KR2S. Диаметр осевого канала составляет 0,15 m.

Для создания F_Lift = 1000 kG необходимо было обеспечить скорость V_z = 25 m/s = 90 km/h, т.е. расход турбокомпрессора составил Q_мас = 400 kg/s или Q_объем = 300 m³_air/s.

А для создания подъемной силы F_Lift =500kG требуется поток со скоростью V_z=18 m/s=65 km/h и расходом Q_мас = 288 kg/s или Q_объем = 216 m³_air/s.

Численное моделирование аэродинамики «Аэротакси» с данными характеристиками по уравнениям Навье-Стокса в осесимметричном режиме взлета, представленное на фиг. 4-5, подтвердило хорошую аэродинамику ЛА и, в частности равномерное распределение (Р_снизу – Р_сверху) перепада давления по радиусу аппарата. Полученные результаты подтверждены первыми испытаниями опытного образца.

Изобретение относится к воздушному транспорту, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Осесимметричный летательный аппарат содержит движитель, выполненный с возможностью вращения, корпус с вертикальным сквозным осевым каналом, над которым размещен управляющий руль. Корпус имеет обтекаемую форму, преимущественно выполнен в виде полуэллипсоида с плоским дном, под которым в качестве движителя установлен турбокомпрессор с двумя кольцевыми контурами разнонаправленного вращения. Диаметр внешнего контура соответствует диаметру плоского дна корпуса. Управляющий руль выполнен в виде дисковой заслонки с опорным элементом конической формы. Суммарный вращательный момент контуров турбокомпрессора равен нулю. Часть нагнетаемого потока по внутреннему каналу выводится наверх корпуса ЛА, где с помощью дисковой заслонки перенаправляется вдоль корпуса ЛА. Обеспечивается снижение энергозатрат на взлет, посадку и перемещение устройства, повышение надежности ЛА за счет упрощения его конструкции при сохранении безопасности его эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Осесимметричный летательный аппарат, содержащий движитель, выполненный с возможностью вращения, корпус с вертикальным сквозным осевым каналом, над которым размещен управляющий руль, отличающийся тем, что корпус имеет обтекаемую форму, преимущественно выполнен в виде полуэллипсоида с плоским дном, под которым в качестве движителя установлен турбокомпрессор с двумя кольцевыми контурами разнонаправленного вращения, диаметр внешнего контура соответствует диаметру плоского дна корпуса, а управляющий руль выполнен в виде дисковой заслонки с опорным элементом конической формы.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что суммарный вращательный момент контуров турбокомпрессора равен нулю.

3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что заслонка обеспечивает перенаправление воздушного потока вдоль корпуса аппарата для создания горизонтальной силы тяги любого направления и усиления подъемной силы.

4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен жесткой сеткой, размещенной по окружности турбокомпрессора, обеспечивающей защиту лопаток турбокомпрессора от попадания посторонних предметов.

5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен стойками шасси.