летательный аппарат

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, включающий корпус и систему создания подъемной силы, включающую генератор газового потока, подаваемого на аэродинамическую поверхность корпуса аппарата, отличающийся тем, что система создания подъемной силы имеет множество элементов, каждый из которых выполнен в виде короба, соединенного с генератором газового потока и образованного глухими нижней, передней и двумя боковыми стенками и верхней стенкой, состоящей из горизонтальной и наклонной частей, на стыке которых имеется щелевое сопло, в котором расположена поворотная пластина.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что поворотная пластина шарнирно прикреплена к обрезу наклонной части верхней стенки короба элемента создания подъемной силы.

3. Аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый элемент создания подъемной силы соединен с генератором газового потока со стороны одной из боковых стенок, а между нижней стенкой и наклонной частью верхней стенки установлена сетка для выравнивания потока газа.

4. Аппарат по любому из пп.1 3, отличающийся тем, что смежные элементы системы создания подъемной силы установлены с образованием между наклонной частью верхней стенки одного из элементов и передней стенкой смежного с ним элемента щелевого сопла.

5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что наклонная часть верхней стенки состоит из нескольких уступов, соединенных друг с другом с образованием на стыках щелевых сопл с поворотными пластинами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам тяжелее воздуха.

Современные типы летательных аппаратов обладают известными недостатками. Так, самолет требует для своего старта и посадки значительной длины взлетной полосы, а высокая скорость при посадке делает ее небезопасной, в свою очередь взлет и посадка вертолета может производиться вертикальной, но требует больших энергозатрат.

Известен самолет вертикального и укороченного взлета и посадки [1] имеющий фюзеляж с комплектом крыльев, смещенных относительно друг друга по длине и высоте фюзеляжа; вентиляторы в кольцевом обтекателе, которые расположены в одном из комплектов крыльев и снабженные регулируемым щелевым кожухом, посредством которого движение воздуха используется для управления самолетом в режиме зависания или при переходе между зависанием и горизонтальным полетом. Когда щелевое устройство закрыто, то крылья становятся аэродинамическими несущими поверхностями в горизонтальном полете.

Однако указанный аппарат имеет такие недостатки, как мая грузоподъемность, низкий КПД, сложность управления и эксплуатации.

Известен также летательный аппарат тяжелее воздуха, выбранный в качестве прототипа [2] содержащий генераторы газового потока, подающие его на аэродинамическую поверхность, создавая при этом подъемную силу. Подъем в высоту и горизонтальный полет осуществляются модулированием этого газового потока.

Задачей изобретения является расширение возможностей управления подъемной силой летательного аппарата тяжелее воздуха с генераторами газового потока, подаваемого на аэродинамическую поверхность.

Решение указанной задачи основано на изменении взаимной ориентации генерируемого газового потока и аэродинамической поверхности и обеспечивается тем, что в летательном аппарате система создания подъемной силы образована множеством элементов, каждый из которых выполнен в виде короба, соединенного с генератором газа и имеющего глухие нижнюю, переднюю и две боковые стенки и верхнюю стенку, состоящую из двух частей, горизонтальной и наклонной, на стыке которых выполнено щелевое сопло с поворотной пластиной. Последняя шарнирно закреплена на обрезе наклонной части верхней стенки короба. Каждый элемент создания подъемной силы соединен с генератором газового потока со стороны одной из боковых стенок, а внутри короба имеется сетка для выравнивания газового потока, расположенная на его пути к щелевому соплу.

Смежные элементы создания подъемной силы установлены с образованием щелевых сопел между передней стенкой одного из них и наклонной частью верхней стенки другого элемента.

Кроме того, каждый элемент создания подъемной силы может иметь наклонную часть верхней стенки, выполненной из нескольких уступов, между которыми образуются щелевые сопла с расположенными в них поворотными пластинами.

В описании изобретения могут встречаться следующие сокращения:

ЛА летательный аппарат,

ССПС система создания подъемной силы,

ЭПС элемент системы создания подъемной силы.

На фиг. 1 показан ЛА в предстартовом положении (или после посадки), вид спереди; на фиг. 2 то же, вид сбоку; на фиг. 3 то же, вид сверху; на фиг. 4 то же, вид снизу; на фиг. 5 поперечное сечение ССПС; на фиг. 6 схема расположения воздуховодов ЭПС; на фиг. 7 соединение компрессора с воздуховодом; на фиг. 8 ЭПС; на фиг. 9 ЭПС с улучшенными обводами; на фиг. 10 положение ЭПС в режиме подлипания; на фиг. 11 положение ЭПС в рабочем режиме; на фиг. 12 схема расположения двигателей управления; на фиг. 13 - иллюстрация к определению подъемной силы; на фиг. 14 устройство с двухэтажным расположением ЭПС; на фиг. 15 устройство с трехэтажным расположением ЭПС.

Предлагаемый летательный аппарат (фиг. 1-4) содержит корпус 1 с системой создания подъемной силы 2, посадочное устройство 3, маршевые двигатели 4 и 5, а также систему 6 и 7 двигателей управления (также фиг. 12).

Система создания подъемной силы 2 содержит генератор воздуха высокой энергии, выполненный в виде компрессоров 8 и 9 (фиг. 4) и заборных устройств 10 и 11, а также 28 и 29 (фиг. 3). Кроме того, в состав системы 2 входят n последовательно размещенных элементов создания подъемной силы 12 (фиг. 5), соединенных с компрессорами 8 и 9 воздуховодами 13 и 14 (фиг. 6 и 7). Ребра 15 (фиг. 3) объединяют ЭПС 12 в единую конструкцию.

Каждый элемент создания подъемной силы 12 (фиг. 8 и 9) содержит нижнюю горизонтально ориентированную стенку 16, боковые направляющие стенки 11, верхнюю стенку, состоящую из горизонтально ориентированной части 18, и второй, ориентированной под заданным углом, части 19. Боковые вертикальные стенки 20 и 21 замыкают пространство элемента создания подъемной силы, образуя короб 22. К одной из боковых стенок (20, фиг. 8) короба 22 подсоединен воздуховод 13.

Во внутреннем объеме ЭПС располагается поворотная пластина 23 и уравнивающая поток сетка 24.

Кромки стенок 18 и 19 образуют между собой щелевое отверстие 25, а поверхность поворотной пластины 23 образует с внутренней стороной стенки 18 щелевое сопло 26.

Внешняя поверхность стенки 19 является аэродинамической поверхностью, на которой при определенных условиях создается подъемная сила. Эта же поверхность в совокупности с боковой стенкой 17 смежного ЭПС образует второе щелевое сопло.

Перед стартом ЛА пластины 23 элементов создания подъемной силы 12 приводом поворота (не показан) устанавливаются в положение, при котором угол между плоскостью стенки 19 (фиг. 10) и плоскостью ориентации сопла 26 таков, что

0 < . (1)

Причем,

= 10⁰...15⁰ (2)

Открываются входы воздухозаборных устройств 28 и 29 (фиг. 3 и 6). Приводятся в действие, в режим предварительной работы, компрессоры 8 и 9, и сжатый воздух по воздуховодам 13 и 14 поступает в короба элементов создания подъемной силы.

Рассмотрим работу единичного ЭПС (фиг. 8). Воздух по воздуховоду 13 поступает в полость короба 22 перед решеткой 24 и там его параметры выравниваются. Затем через решетку 24 воздух поступает в пространство перед соплом 26 и в само сопло, откуда выходит в открытое пространство, обдувая внешнюю поверхность стенки 19. Так как для истекающего из сопла 26 потока реализуются условия (1), (2), то имеет место подлипание потока к поверхности стенки 19 (фиг. 10).

После реализации этапа подлипания платины 23 ЭПС снова поворачиваются и устанавливаются в положение (фиг. 11), при котором имеет место выполнение условия:

(+ ₁) + ₂ > , (3)

где + ₁ угол возникновения подъемной силы на поверхности стенки 19;

₁ = 2⁰...5⁰, (4);

(+ ₁) + ₂ угол создания максимальной подъемной силы на стенке 19;

.

После этого компрессоры 8 и 9 выводятся на рабочий режим. При этом увеличивается подача воздуха в короба 22, вследствие чего возрастает скорость истечения воздуха из сопла 26. Так как для истекающего из сопла 26 потока реализуется условие (3), то имеет место возникновение подъемной силы на внешней поверхности стенки 19. Одновременно воздух проходит через сопла 27 и система создания подъемной силы оказывается под воздействием реактивных сил истекающего газового потока.

В момент, когда суммарное разрежение над аэродинамическими поверхностями 19 в совокупности с реактивными силами превышает вес аппарата, последний поднимается в воздух.

Стабилизация ЛА осуществляется двигателями 6 и 7.

Горизонтальный полет аппарата осуществляется (фиг. 13) с использованием маршевых двигателей 4 и 5. При этом открываются входы воздуха заборных устройств 10 и 11.

Стабилизация ЛА в полете и управление по курсу осуществляются двигателями 6 и 7.

Посадка предлагаемого ЛА осуществляется следующим образом.

При подлете к месту посадки выключаются маршевые двигатели 4 и 5 и закрываются входы воздухозаборников 10 и 11. Аппарат зависает над местом посадки. С помощью двигателей 6 и 7 корректируется положение ЛА. Включается вертикальная, направленная вниз, тяга двигателей 6 и 7, которая опускает ЛА на место посадки, вплоть до касания посадочной площадки опорным устройством 3. Компрессоры 8 и 9 и система двигателей управления 6 и 7 выключается. Посадка ЛА закончена.

Ниже приводится теоретическое обоснование работы ЭПС.

Внешними по отношению к ЭПС силами являются (фиг. 14), где - равнодействующая сил разрежения на аэродинамической поверхности стенки 19, реактивная сила сопла 27.

Спроектируем силы на вертикальное направление.

Получим

Fcos + F₁= F_n , (6)

где угол ориентации поверхности стенки 19;

F_n подъемная сила единичного ЭПС.

Выражение (6) показывает желательность для угла a значений, близких к нулю. Однако при малых a трудно создать профиль сопла 27, улавливающий большую часть потока, выходящего из щели 25.

Одним из путей преодоления указанной трудности является создание ССС с многоэтажным расположением ЭПС (фиг. 15 и 16).

Для силы F₁, согласно экспериментальным данным, имеем



где ₀ ширина щелевого отверстия 25 (фиг. 8) на выходе газового потока, м;

L_о длина щелевого отверстия 25, мм;

V_о скорость истечения газового потока из щелевого отверстия 25, м/с;

плотность атмосферного воздуха,

Величину F₁ определим как

F₁= ₁v²₀₀L₀, (8)

где ₁ доля захваченного соплом 27 потока, исходящего из щели 25 (фиг. 14).

Полагая



получим

F_n= (cos + ₁)v²₀₀L₀ (10)

Выбор основных параметров устройства системы подъемной силы (ССС).

При заданном весе G полезной нагрузки аппарата расчет параметров ССС сводится к выбору оптимальных значений ₀ L_о, V_о, позволяющих поднять полезный груз с минимальной затратой мощности. Эта задача сводится к поиску решения уравнения



где



N мощность бортовой установки генератора газа.

Исходя из уравнения (10), имеем

(G + G_к) = (cos + ₁)v²₀₀L₀, (13)

где G_к вес конструкции и оборудования ЛА.

Мощность бортовой энергоустановки генератора газа определяется как



где КПД установки.

Подставив выражения (14), (13) в (12), получим



Но

G_к= G_к(G,v₀,₀,L₀) , (16)

причем вид зависимости (16) не известен. В силу этого продуктивное использование уравнения (11) не представляется возможным.

В более упрощенном виде имеет место

G_{к 2}G, (17)

где ₂ коэффициент пропорциональности.

Подставив выражения (17) в (13) с использованием (14), (15) получим



Вид зависимости (18) показывает, что при минимизации величины для скорости V_о желательны малые значения. Однако ряд обстоятельств обуславливает предел нижней границе V_о, а именно

из уравнения (13) следует, что малые значения параметра V_о (при неизменной величине левой части уравнения) вынуждают увеличивать величины параметров ₀ L_о, что ведет к утяжелению ССС и аппарата в целом;

можно ожидать, что при малых величинах V_о в выходе полета ЛА случайные возмущения внешних воздушных потоков (скорость которых соизмерима с величиной V_о) будут нарушать процесс поддержания разрежения на аэродинамических поверхностях УПС;

как показывают стендовые испытания, даже в отсутствие внешних факторов, при малых скоростях обдува аэродинамических поверхностей (V_о порядка нескольких метров в секунду) поддержание разрешения на аэродинамических поверхностях становится неустойчивым.

Пусть для заданного веса полезной нагрузки G из конструктивных соображений принята величина S площади ССС. Тогда величина параметра L_о определится как



где ширина ЭПС (фиг. 14).

Тогда с учетом равенства (13), потребная ширина ₀ сопловой щели определится как



Литература:

1. Патент США N 4469294, кл. B 64 C 27/22, 1984.

2. Патент США N 4566699, кл. B 64 C 39/06, 1986 прототип.