летательный аппарат

Формула изобретения

Летательный аппарат, включающий корпус, двигатель и два подъемных устройства, расположенных симметрично относительно продольной оси корпуса в горизонтальном направлении, отличающийся тем, что каждое из подъемных устройств включает в себя две пары приводных крыльев, каждое из которых выполнено в виде сектора с дугой, меньшей четверти дуги образующего круга, две оси вращения, проходящие через центр образующего круга, первая из которых - горизонтальная, перпендикулярна продольной оси корпуса, а вторая - вертикальная, перпендикулярна этой горизонтальной оси, при этом на каждой из указанных осей вращения расположено по одной паре приводных крыльев с возможностью их синхронного поворота в противоположных направлениях, горизонтальный вал, на котором закреплены обе пары крыльев, расположенный в пространстве между плоскостями крыльев, проходящий через точку пересечения горизонтальной и вертикальной осей вращения перпендикулярно этим осям и закрепленный на боковой стороне корпуса, с вращением при виде спереди на корпус для правого подъемного устройства против часовой стрелки и для левого подъемного устройства - по часовой стрелке, синхронизированным с передаточным отношением 1:1 с противоположным вращением каждой пары крыльев, причем в начальном положении приводные крылья одной пары расположены в вертикальных плоскостях по разные стороны от горизонтальной оси вращения этой пары, а крылья другой пары расположены в горизонтальных плоскостях по одну сторону от вертикальной оси вращения этой пары, причем в начальном положении направление вращения ближайших к корпусу вертикально расположенных крыльев обоих подъемных устройств имеет вертикальную составляющую, направленную вверх, и совпадает с направлением вращения верхнего из горизонтально расположенных крыльев соответствующего подъемного устройства при виде сверху на корпус.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с вертикальным взлетом и посадкой.

Известна конструкция вертолета [1] , в состав которой входят корпус, двигатель и подъемное устройство в виде несущего винта, расположенное над корпусом и создающее тяговую силу. Недостатками этой конструкции являются увеличение лобового сопротивления при увеличении скорости полета из-за срыва потока и отрицательного влияния сжимаемости на лопастях несущего винта, относительно невысокая дальность полета, а также конструктивно-технологические ограничения на увеличение весовой отдачи.

Известны также винтокрылы [2], совмещающие в конструкции несущей системы воздушный винт, неподвижное крыло, дополнительный движитель и конвертопланы [3] , несущая система которых, включающая воздушные винты, в зависимости от режима полета изменяет свои функции. Эти ЛА имеют большую по сравнению с вертолетами скорость и дальность полета, но меньшую весовую отдачу.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому результату является вертолет поперечной схемы [4], содержащий корпус, двигатель и подъемные устройства в виде несущих винтов, расположенных в горизонтальной плоскости симметрично относительно продольной оси корпуса.

Недостатками такой конструкции являются невысокая скорость и относительно малая весовая отдача, а также большие поперечные габариты.

Задачей предлагаемого изобретения является увеличение весовой отдачи и скорости полета, а также уменьшение поперечных габаритов ЛА.

Поставленная задача решается тем, что в ЛА, включающем корпус, двигатель и подъемные устройства, расположенные симметрично относительно продольной оси корпуса в горизонтальном направлении, согласно изобретению каждое подъемное устройство включает в себя две пары приводных крыльев, каждое из которых выполнено в виде сектора с дугой, меньшей четверти дуги образующего круга, две оси вращения, проходящие через центр образующего круга, первая из которых - горизонтальная, перпендикулярна продольной оси корпуса, а вторая - вертикальная, перпендикулярна этой горизонтальной оси, при этом на каждой из указанных осей вращения расположено по одной паре приводных крыльев с возможностью их синхронного поворота в противоположных направлениях, горизонтальный вал, на котором закреплены обе пары крыльев, расположенный в пространстве между плоскостями крыльев, проходящий через точку пересечения горизонтальной и вертикальной осей вращения перпендикулярно этим осям и закрепленный на боковой стороне корпуса, с вращением при виде спереди на корпус для правого подъемного устройства против часовой стрелки и для левого подъемного устройства по часовой стрелке, синхронизированным с передаточным отношением 1:1 с противоположным вращением каждой пары крыльев. В начальном положении приводные крылья одной пары расположены в вертикальных плоскостях по разные стороны от горизонтальной оси вращения этой пары, а крылья другой пары расположены в горизонтальных плоскостях по одну сторону от вертикальной оси вращения. В начальном положении направление вращения ближайших к корпусу вертикально расположенных крыльев обоих подъемных устройств имеет вертикальную составляющую, направленную вверх, и совпадает с направлением вращения верхнего из горизонтально расположенных крыльев соответствующего подъемного устройства при виде сверху на корпус.

В таком летательном аппарате подъемная сила создается за счет маха плоскостью крыла вниз-вперед или вниз-назад относительно продольной оси летательного аппарата, который происходит при синхронном (с коэффициентом передачи 1:1) вращении обеих пар крыльев вокруг трех взаимно перпендикулярных осей на горизонтальном валу и попарно относительно друг друга в противоположных направлениях. При взмахе вверх плоскость крыла принимает вертикальное положение, поэтому лишь незначительно уменьшает среднюю за период вращения крыла подъемную силу. При таком махе траектория движения каждого крыла практически полностью располагается для правого подъемного устройства справа от вертикальной плоскости, проходящей через горизонтальный вал, а для левого подъемного устройства слева от вертикальной плоскости, проходящей через горизонтальный вал. Таким образом, взмах крыльев каждого подъемного устройства "вовнутрь" (в сторону корпуса или второго подъемного устройства) отсутствует. Необходимая для горизонтального полета сила тяги может быть создана как самими крыльями при изменении угла наклона горизонтального вала подъемного устройства в вертикальной плоскости, но при этом возрастает лобовое сопротивление, так и дополнительным движителем, при этом плоскости всех машущих крыльев всегда параллельны потоку воздуха при движении летательного аппарата вперед или назад, а лобовое сопротивление сведено к минимальному значению, определяемому, в основном, формой корпуса летательного аппарата, что позволит достигнуть высоких скоростей полета.

Подъемную силу машущего крыла можно оценить, используя основное уравнение кинетической теории газов для давления в случае, когда молекулы газа летят перпендикулярно плоскости стенки:

P = V²,

где - удельная плотность воздуха,

V - скорость потока воздуха (линейная скорость вращения плоскости крыла).

Для предлагаемой конструкции подъемного устройства

V = 2R₀(₁r)n,

где n - число оборотов синхронного вращения крыла вокруг осей X и Z;

= 2n,

R₀(₁r) = rsin - переменный радиус вращения крыла вокруг оси X (расстояние от произвольной точки М плоскости крыла до оси Х),

R - центральный радиус кругового сектора (крыла),

- угол, определяющий положение крыла относительно осей X и Z в процессе вращения/

Рабочий интервал (мах крыла вниз) - 0 < .

Ha интервале < <2 происходит повторение маха, но с противоположным направлением вращения данного крыла относительно оси Z.

r - расстояние ОМ от произвольной точки М плоскости крыла до начала координат.

Среднее значение подъемной силы одной пары крыльев на каждый квадратный метр их поверхности будет равно



где R - радиус образующего круга.

Для двух пар крыльев P₁₁ = 2P₁ = 13.12R²n².

В остальном подъемная сила летательного аппарата зависит от радиуса R, скорости вращения двух пар крыльев вокруг трех взаимно перпендикулярных осей, количества подъемных устройств и не требует для своего создания конструкции с большими поперечными габаритами.

Сравнительный анализ с прототипом показывает, что удельная нагрузка на ометаемую винтом вертолета площадь определяется по формуле [5]:



где Т - сила тяги винта,

F - ометаемая площадь винта,

- удельная плотность воздуха,

R - радиус винта,

R - окружная скорость винта,

C_т - коэффициент силы тяги несущего винта.

Принимая C_т = 0,05 и = 2n, где n - число оборотов винта в c, получаем



Из сопоставления выражений для P₁₁ и P_в следует, что при одинаковых радиусах винта и крыла и равном числе оборотов удельная нагрузка на рабочую поверхность подъемного устройства у предлагаемого летательного аппарата значительно выше, чем у вертолета и, следовательно, могут быть реализованы более высокие значения весовой отдачи. Поскольку одинаковые значения удельной нагрузки достигаются при радиусе крыла предлагаемой конструкции, значительно меньшем радиуса винта прототипа, то при равных значениях весовой отдачи поперечные габариты предлагаемого летательного аппарата будут существенно меньше, чем у вертолета.

Сопоставительный анализ заявляемого летательного аппарата с прототипом показывает, что заявляемый аппарат отличается от известного тем, что его подъемные устройства включают в себя две пары приводных крыльев, каждое из которых выполнено в виде сектора с дугой, меньшей четверти дуги образующего круга, две оси вращения, проходящие через центр образующего круга, первая из которых - горизонтальная, перпендикулярна продольной оси корпуса, а вторая - вертикальная, перпендикулярна этой оси, при этом на каждой из указанных осей вращения расположено по одной паре приводных крыльев с возможностью их синхронного поворота в противоположных направлениях, горизонтальный вал, на котором закреплены обе пары крыльев, расположенный в пространстве между плоскостями крыльев, проходящий через точку пересечения горизонтальной и вертикальной осей вращения перпендикулярно этим осям и закрепленный на боковой стороне корпуса, с вращением при виде спереди на корпус для правого подъемного устройства против часовой стрелки и для левого подъемного устройства по часовой стрелке, синхронизированным с передаточным отношением 1:1 с противоположным вращением каждой пары крыльев. В начальном положении приводные крылья одной пары расположены в вертикальных плоскостях по разные стороны от горизонтальной оси вращения этой пары, а крылья другой пары расположены в горизонтальных плоскостях по одну сторону от вертикальной оси вращения этой пары. В начальном положении направление вращения ближайших к корпусу вертикально расположенных крыльев обоих подъемных устройств имеет вертикальную составляющую, направленную вверх, и совпадает с направлением вращения верхнего из горизонтально расположенных крыльев соответствующего подъемного устройства при виде сверху на корпус.

Таким образом, заявляемый летательный аппарат соответствует критерию изобретения "новизна".

Сравнение заявляемого решения не только с прототипом, но и с другими техническими решениями в данной области позволило сделать вывод, что оно явным образом не следует из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию "изобретательский уровень".

Возможность широкого использования заявляемого летательного аппарата в авиационной технике обеспечивает ему критерий "промышленная применимость" .

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан принцип синхронного вращения одной пары крыльев, имеющих форму кругового сектора площадью вокруг осей X и Z; на фиг. 2 показано правое подъемное устройство в начальном положении крыльев; на фиг. 3 схематически показан редуктор правого подъемного устройства, вид вдоль оси X; на фиг. 4 показаны параметры, использующиеся для расчета подъемной силы машущего крыла; нa фиг. 5 показан общий вид летательного аппарата при для одной пары крыльев и для другой пары крыльев каждого подъемного устройства:

а. вид спереди (пунктиром показано начальное положение крыльев);

б. вид слева;

в. вид сверху (без правого подъемного устройства).

Летательный аппарат включает корпус 1, двигатель горизонтальной тяги 2, двигатель 7 подъемных устройств, каждое из которых выполнено в виде двух пар соосно расположенных приводных крыльев 3-4, 5-6, имеющих форму синхронно поворотных в противоположных направлениях секторов с дугами менее четверти дуги образующего круга и оси вращения которых проходят через центры образующих кругов, при этом оси вращения (X и Y) обеих пар крыльев перпендикулярны друг другу, фиг. 2. Обе пары крыльев посредством редуктора 8 соединены с горизонтальным валом 9, расположенным в пространстве между плоскостями четырех крыльев 3-6, проходящем через точку пересечения осей (Z и Y) противоположного вращения каждой пары крыльев перпендикулярно этим осям и закрепленном на боковой стороне корпуса летательного аппарата. Вращение горизонтального вала 9 направлено при виде спереди для правого подъемного устройства против часовой стрелки, для левого подъемного устройства до часовой стрелке и синхронизировано посредством редуктора 8 с передаточным отношением 1: 1 с противоположным вращением каждой пары крыльев, фиг. 3. В начальном положении (фиг. 2) крылья одной пары 3-4 расположены в вертикальных плоскостях по разные стороны от оси противоположного вращения этой пары в направлении продольной оси летательного аппарата, а крылья другой пары 5-6 расположены в горизонтальных плоскостях по одну сторону от оси противоположного вращения этой пары перпендикулярно направлению продольной оси летательного аппарата.

В начальном положении (фиг. 2) направление вращения ближайшего к корпусу вертикально расположенного крыла 4 имеет вертикальную составляющую, направленную вверх, и совпадает при виде слева для правого подъемного устройства и виде справа для левого подъемного устройства с направлением вращения верхнего горизонтально расположенного крыла 5 соответствующего подъемного устройства при виде сверху.

При приведении крыльев 3-6 в синхронное вращение с помощью двигателя 7 через редуктор 8 происходят махи плоскостями крыльев вниз-вперед и вниз-назад относительно продольной оси летательного аппарата, что приводит к созданию подъемной силы, равной 13,12R²n² на каждый квадратный метр рабочей поверхности, равной площади четырех крыльев, где - плотность воздуха, R - радиус образующего круга, n - число оборотов крыльев. После вертикального подъема включается двигатель 2, обеспечивающий летательному аппарату горизонтальный полет.

Расчеты показывают, что подъемная сила вышеописанной конструкции летательного аппарата значительно превосходит подъемную силу конструкции, описанной в прототипе, при одинаковых площадях рабочих поверхностей подъемных устройств, что позволяет существенно увеличить весовую отдачу летательного аппарата при уменьшении поперечных габаритов. Кроме того, вследствие параллельности плоскостей машущих крыльев потоку воздуха при горизонтальном полете лобовое сопротивление предлагаемой конструкции значительно меньше, чем у конструкции, описанной в прототипе, что позволит достигнуть высоких скоростей полета.

Источники информации

1. Авиация. Энциклопедия. -М.", Большая Российская энциклопедия (БРЭ ), 1994 г., с.130.

2. Авиация. Энциклопедия. М., БРЭ, 1994 г., с.138.

3. Авиация. Энцикдопедия. М., БРЭ, 1994, с.139.

4. Авиация. Энциклопедия. М., БРЭ, 1994, с.131. (прототип).

5. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты (расчет интегральных аэродинамических характеристик) -М.; Машиностроение, 1977 г., с. 12.