СПОСОБ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушного транспорта.

Известен способ создания подъемной силы, реализованный в летательном аппарате ″турболет″ (Патент РФ 2268845, МПК В64С 39/06, опубл. 27.01 2006 г. ), где подъемная сила для летательного аппарата создается путем вращения в противоположных направлениях двух соосных, расположенных в параллельных плоскостях кольцевых дисков, с набором обладающих аэродинамическим качеством пластинок - кольцевых крыльев, которые имеют различный диаметр для исключения их взаимовлияния, причем кольцевое крыло большего диаметра расположено выше кольцевого крыла меньшего диаметра.

Известный способ достаточно сложен в реализации, в связи с чем не нашел практического применения.

Известен также способ создания подъемной силы, в котором крыло аэродинамического профиля выполняют в форме конусного кольца, усеченная вершина конуса которого направлена вниз (Патент РФ №2089458, МПК В64С 29/00, опубл. 10.09.1997). В центральной части крыла создают равномерный в вертикальном направлении воздушный поток с помощью осевого вентилятора. Вертикальный воздушный поток, создаваемый в центре конусного кольцевого крыла, имеющего асимметричный профиль, создает подъемную силу по тем же причинам, что на крыле самолета, т.е. из-за асимметричности профиля крыла.

Способ позволяет создать летательные аппараты вертикального взлета, однако при этом неэффективно используется площадь крыла для создания подъемной силы.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является способ создания подъемной силы летательного аппарата, реализованный в техническом решении «Тяговое устройство и приводной динамический несущий элемент тягового устройства (Патент РФ № 2344965, МПК В63Н 9/02, В64С 23/08, опубл. 27.01.2009 г. ПРОТОТИП).

Суть данного способа заключается в том, что для создания подъемной силы приводные динамические несущие элементы объединяют в один каркас, который вращают относительно центральной оси в одну сторону, при этом оси вращения динамических несущих элементов располагают параллельно этой оси, а сами элементы вращают в направлении, противоположном направлению вращения каркаса с динамическими несущими элементами. Приводной динамический несущий элемент имеет конусоидальную форму и выполнен с возможностью вращения продольной оси динамического несущего элемента под углом к оси вращения. Приводной динамический несущий элемент может быть размещен в нижней части с обратным конусом.

Данный способ, принятый нами в качестве прототипа, достаточно сложен в реализации. Для создания тягового усилия используется известный эффект Магнуса. Другие физические эффекты одновременно с эффектом Магнуса не используются. Поэтому тяговое усилие остается низким и не эффективным. Используемые в данном способе несущие элементы в виде усеченных конусов делают конструкцию летательного аппарата громоздким и материалоемким.

Техническим результатом заявленного технического решения является упрощение способа и повышение суммарного тягового усилия летательного аппарата за счет одновременного использования аэродинамических сил, в сочетании с другими физическими эффектами.

Технический результат достигается тем, что в известном способе создания подъемной силы для летательного аппарата путем вращения динамических несущих элементов вокруг собственной оси и одновременно вокруг центральной оси, перпендикулярной плоскости их вращения, согласно изобретению для создания подъемной силы в качестве динамических несущих элементов используют диски, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков, при этом для создания подъемной силы летательного аппарата диски, входящие в каждую группу, вращают в противоположных направлениях и с различными скоростями, при этом для управления величиной тяги угол наклона плоскости вращения дисков к горизонтальной плоскости меняют в пределах 0-45°.

Технический результат достигается и тем, что группы дисков размещают концентрично центральной оси вращения и на равных друг от друга расстояниях.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображены:

на фиг. 1 - схема тягового устройства, реализующего способ (вид сбоку);

на фиг. 2 - динамические несущие элементы (вид сверху);

на фиг. 3 - схема формирования тяги при взаимодействии динамического несущего элемента с воздушной средой.

Тяговое устройство, реализующее способ (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3), содержит центральный приводной вал 1, кинематически связанный с силовой установкой 2. К центральному валу 1 прикреплены несущие консоли 3, кинематически связанные с автоматом перекоса 4. На конце каждой несущей консоли 3 размещена платформа 5, оснащенная динамическими несущими элементами - дисками 6, из которых формируют отдельные группы, каждая из которых состоит из лежащих в одной плоскости пары дисков 6. Диски 6 в каждой группе размещены в одной плоскости вращения и кинематически связаны с силовым приводом 7 посредством цепной передачи 8, обеспечивающим вращение дисков 6 вокруг собственной оси с заданной скоростью и в заданном направлении (фиг. 2). Оси динамических несущих элементов (дисков) 6 размещены параллельно друг относительно друга. Автомат перекоса 4 в процессе вращения системы дисков 6 вокруг оси центрального вала 1 обеспечивает возможность менять угол наклона платформы 5 с дисками 6 в пределах 0-45°. Диски 6 в группах могут располагаться как под консолью 3, так и над ней, как показано на чертежах (фиг. 1, фиг. 2).

Способ с помощью данного устройства реализуется следующим образом.

Вращающимся вокруг своих продольных осей динамическим несущим элементам 6, расположенным на платформе 5, придают второе вращение вокруг оси центрального вала 1, кинематически связанного с силовой установкой 2. При этом динамические несущие элементы 6, размещенные на одной платформе 5, вращают в противоположных направлениях так, как показано на чертеже (фиг. 2). При этом угол наклона платформы 3 относительно плоскости вращения вокруг оси центрального вала 1 (угол атаки) может меняться в пределах от нуля до 45°. В результате участия динамических несущих элементов 6 в двух направлениях происходит следующее: вращающиеся вокруг своих продольных осей динамические несущие элементы (диски) 6 набегают на воздушный поток. При этом над каждым динамическим несущим элементом (диском) 6 (см. фиг. 3) по аналогии с авиационным крылом возникает зона пониженного давления, а снизу - зона повышенного давления, что обеспечивает подъемную силу летательного аппарата. Данная сила имеет место при углах атаки α, превышающих 0°. Кроме того, при одновременном вращении дисков 6 вокруг собственной оси и вокруг оси центрального вала 1 возникает гироскопический момент М, который действует на всю систему и зависит от угла атаки ″α″. Так, при α=0 М=0, а при α=90° гироскопический момент М имеет максимальное значение. В нашем случае угол атаки ″α″ ограничен пределами 0<α<45°. Данное ограничение обусловлено тем, что с повышением угла атаки α сила лобового сопротивления возрастает и достигает максимума при α=90°. При этом подъемная сила, обусловленная аэродинамическими силами, равняется нулю. Что же касается сил, действующих на систему вследствие возникновения гироскопического момента от вращающихся дисков 6 в двух направлениях, то тут происходит все обратно: при α=0 М=0, а при α=90° гироскопический момент ″М″ становится максимальным. Таким образом, меняя скорость вращения дисков вокруг собственной оси и вокруг центральной оси вала 1, а также меняя угол атаки «α» в заданных пределах 0<α<45°, можно управлять величиной подъемной силы. Помимо гироскопического момента при одновременном вращении дисков вокруг собственной оси, и вокруг оси центрального вала 1 при α=0 на систему в целом действуют также силы, обусловленные эффектом Магнуса. Для тонких вращающихся дисков, где площадь кромки диска по периметру мала, силы, обусловленные эффектом Магнуса, становятся незначительными. В этой связи влияние данных сил на величину суммарной подъемной силы летательного аппарата, в представленном материале не рассматривается.

Авторами проведена оценка величины подъемной силы Р₂ для одного диска, вращающегося одновременно вокруг собственной оси и вокруг оси центрального вала. При этом были приняты следующие условия:

радиус диска r=0,2 м; радиус инерции вращающегося диска r_ин=0,5r = 0,1 м; масса диска m=0,1 кг; расстояние от центра диска до оси центрального вала R=0,25 м; скорость вращения диска относительно собственной оси ω₁=100 об/сек (628 рад/сек); скорость вращения диска относительно оси центрального вала ω₁=10 об/сек (62,8 рад/сек); угол атаки принимаем 15°.

Используя известные расчетные формулы (С.М. Тарг. Краткий курс теоретической механики. - М.: Наука, 1968, с. 405-406), определили гироскопический момент вращающегося диска с учетом угла атаки по формуле:

где момент инерции диска (кг·м²).

Далее, по значению гироскопического момента М нашли величину подъемной силы Р₁, создающего одним диском

Затем, в соответствии со схемой, представленной на чертеже (фиг. 3) ,определили вторую компоненту подъемной силы Р₂, обусловленную аэродинамическими силами по классической формуле

где

С_у - коэффициент подъемной силы. Данный коэффициент представляет собой безразмерную величину, характеризующую подъемную силу крыла (диска) заданного профиля при заданном угле атаки. Для диска при угле атаки 15° принимаем С_у=0,3;

S - площадь диска, м²;

W - линейная скорость движения центра диска относительно оси центрального вала, м/с;

ρ - плотность воздуха.

Для рассматриваемого случая имеем: S=0,126 м², W=15,7 м/с, ρ=1,22 кг/м³ (при температуре воздуха 15°).

Подставляя исходные данные в искомую формулу для Р₂, находим

Суммарная подъемная сила, обусловленная гироскопическим эффектом и аэродинамическими силами, для одного диска составляет

Для системы, состоящей из четырех дисков, суммарная подъемная сила составит 343,2 Н (34,32 кГ).

Таким образом, проведенный расчет подъемной силы свидетельствует о том, что предложенный способ обеспечивает появление комбинированной тяги для летательного аппарата, обусловленной как аэродинамическими силами, так и гироскопическим эффектом. При этом существенно уменьшается коэффициент трения воздушного потока о плоскость вращающихся дисков, что в определенной степени повышает и КПД силового привода летательного аппарата.

В настоящее время проведены предварительные испытания способа на упрощенных моделях, в результате которых получены обнадеживающие результаты, которые будут использованы при создании пилотного варианта нового летательного аппарата, действующего на описанных выше принципах.