Результат интеллектуальной деятельности: ВЕРТОЛЁТ С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ

Изобретение относится к механике, в частности к авиационной технике.

В качестве аналога и прототипа можно представить вертолет МИ-24 с крылом без традиционной механизации, создающей совместно с несущим винтом подъемную силу. Крыло расположено в зоне нисходящего воздушного потока несущего винта.

Задачей изобретения является применение крыла с механизацией, обеспечивающей горизонтальное снижение и подъем, удаление его из зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Указанный технический результат достигается тем, что применяется частично или полностью цельноповоротное крыло или с традиционной механизацией, в любом случае по типу, предложенному патентом РФ №2288141, при этом одна плоскость крыла располагается перед несущим винтом, а другая плоскость за несущим винтом вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта.

Сопоставимый анализ с прототипом позволяет сделать вывод, что заявляемый ВЕРТОЛЕТ С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ по типу, предложенному патентом РФ №2288141, позволяет осуществить горизонтальный режим, наряду с традиционным, взлета и посадки с пробегом, подъема и снижения при совместном действии подъемных сил крыла и несущего винта. При этом плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Автору неизвестна конструкция вертолета с подобным расположением крыла. Следовательно, заявляемое решение соответствует критерию «новизна».

Сравнение заявляемого решения с прототипом позволило выявить в нем признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, что позволяет сделать вывод о соответствии критерию «Изобретательский уровень».

Сущность технического решения подтверждается чертежом (фиг. 1), на котором представлен вариант конструкции ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ, где фюзеляж вертолета 1, двигатель 2, несущий винт 3, рулевой винт 4, киль 9, хвостовая плоскость крыла 6 с цельноповоротной частью его 5, носовая плоскость крыла 8 с цельноповоротной частью его 7. Хвостовая 6 и носовая 8 плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока несущего винта. Подъемная сила летательного аппарата слагается из подъемной силы, раздвинутых по длине фюзеляжа плоскостей крыла и несущего винта вертолета, а разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла, на фиг. 1 это размах хвостовой плоскости 6 больше размаха носовой плоскости 8, определит полную или частичную компенсацию реактивного момента несущего винта на фюзеляж вертолета. Появляется возможность создавать разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла для полной или частичной компенсации реактивного момента с помощью механизации крыла. Когда вертолет летит вперед, лопасти, движущиеся вперед, имеют большую скорость относительно воздуха, чем движущиеся назад. Вследствие этого одна из половин винта создает большую подъемную силу, чем другая, и возникает дополнительный кренящий момент. При этом половина винта с наступающими лопастями по отношению к набегающему воздушному потоку под действием этого потока стремится совершить взмах вверх в горизонтальном шарнире. При наличии жесткой связи с автоматом перекоса это ведет к уменьшению угла атаки и, следовательно, к уменьшению подъемной силы. На другой же половине винта лопасти испытывают гораздо меньшее давление воздуха, угол установки лопастей увеличивается, увеличивается и подъемная сила. Это классический способ уменьшение влияния кренящего момента.

На фиг. 1 представляется другой способ уменьшения влияния кренящего момента, размах и площадь несущей плоскости крыла 8, соответственно, подъемная сила, со стороны набегающего потока должна быть меньше, чем плоскости крыла 6 со стороны сопутствующего потока. Следовательно, площадь несущей плоскости крыла 8 и поверхность ее лобового сопротивления заявляемого вертолета со стороны наступающих лопастей, по отношению к набегающему потоку, будет меньше, чем площадь несущей плоскости крыла 6 и поверхность ее лобовому сопротивлению со стороны сопутствующих лопастей, по отношению к набегающему потоку, для полной или частичной компенсации реактивного момента и кренящего момента несущего винта. Следовательно, уменьшается мощность рулевого винта, появляется режим, совместно с классическим, горизонтального, с разбегом, взлета и посадки, подъема и снижения при движении по маршруту совместным действием подъемной силы крыла и несущего винта, что снижает расход топлива. Следовательно, заявляемый вертолет экономичнее прототипа. Для вертолетов с соосными несущими винтами, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные нагрузки на площади несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток. Для вертолетов продольного типа расположения двух несущих винтов, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные нагрузки на площади несущих поверхностей. Носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток.

Для понимания сущности технического решения, предлагаемого автором, приведем подробное описание вариантов конструкций (фиг. 1, фиг. 2) ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ. На фиг. 1 фюзеляж вертолета 1, двигатель 2, несущий винт 3, рулевой винт 4, киль 9, хвостовая плоскость крыла 6 с цельноповоротной частью его 5, носовая плоскость крыла 8 с цельноповоротной частью его 7. Хвостовая 6 и носовая 8 плоскости крыла располагаются вне зоны нисходящего воздушного потока в режиме висения. Подъемная сила летательного аппарата слагается из подъемной силы, раздвинутых по длине фюзеляжа плоскостей крыла и несущего винта вертолета, а разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла, на фиг. 1 это размах хвостовой плоскости 6 больше размаха носовой плоскости 8, определит полную или частичную компенсацию реактивного момента несущего винта на корпус вертолета. Появляется возможность создавать разное лобовое сопротивление носовой и хвостовой плоскости крыла для полной или частичной компенсации реактивного момента с помощью механизации крыла. Когда вертолет летит вперед, лопасти, движущиеся вперед, имеют большую скорость относительно воздуха, чем движущиеся назад. Вследствие этого одна из половин винта создает большую подъемную силу, чем другая, и возникает дополнительный кренящий момент. При этом половина винта с наступающими лопастями по отношению к набегающему воздушному потоку под действием этого потока стремится совершить взмах вверх в горизонтальном шарнире. При наличии жесткой связи с автоматом перекоса это ведет к уменьшению угла атаки и, следовательно, к уменьшению подъемной силы. На другой же половине винта лопасти испытывают гораздо меньшее давление воздуха, угол установки лопастей увеличивается, увеличивается и подъемная сила. Это классический уменьшения влияния кренящего момента. На фиг. 1 представляется другой способ уменьшения влияния кренящего момента, размах и площадь несущей плоскости крыла 8, соответственно, подъемная сила, со стороны набегающего потока должна быть меньше, чем размах и площадь плоскости крыла 6 со стороны сопутствующего потока.

Следовательно, площадь несущей плоскости крыла 8 и поверхность ее лобового сопротивления заявляемого вертолета со стороны наступающих лопастей, по отношению к набегающему потоку, будет меньше, чем площадь несущей плоскости крыла 6 и поверхность ее лобового сопротивления со стороны сопутствующих лопастей, по отношению к набегающему потоку, для полной или частичной компенсации реактивного момента и кренящего момента несущего винта. У заявляемого вертолета появилась возможность изменять соотношение лобового сопротивления и подъемной силы носовой и хвостовой плоскостей крыла использованием цельноповоротной части или классической механизации крыла для компенсации реактивного и кренящего моментов при одновинтовой схеме вертолета. Следовательно, уменьшается мощность рулевого винта, появляется режим, совместно с классическим, горизонтального, с разбегом, взлета и посадки, подъема и снижения при движении по маршруту совместным действием подъемной силы крыла и несущего винта, что снижает расход топлива. Следовательно, вертолет с асимметричным крылом экономичнее прототипа. Для вертолетов с соосными несущими винтами, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток от несущего винта. Для вертолетов продольного типа расположения двух несущих винтов, где реактивный и кренящий моменты уравновешены, носовая и хвостовая плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей. При этом носовая и хвостовая плоскости крыла расположены за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток несущего винта. Отдельный случай на фиг. 2 для вертолета с фюзеляжем 10 продольного типа расположения двух несущих винтов. В этом случае одна плоскость крыла 13 расположена после носового несущего винта 11, а другая плоскость крыла 14 перед хвостовым несущим винтом 12, при уравновешенных реактивных и кренящих моментах несущих винтов плоскости крыла будут иметь равные величины лобового сопротивления и равные удельные подъемные силы несущих поверхностей, крыло превращается в симметричное, при этом крыло расположено за габаритами несущих винтов для уменьшения влияния их на нисходящий воздушный поток несущих винтов.

Техническим результатом изобретения является появление кроме вертикального режима горизонтального, с пробегом, взлета и посадки, горизонтального подъема и снижения без изменения угла тангажа, движение по маршруту при совместном действии подъемной силы крыла и несущего винта и, как следствие, уменьшение энергопотребления при движении по маршруту, при взлете и посадке. Плоскости крыла меньше влияют на нисходящий воздушный поток от несущего винта, чем у прототипа, появляется дополнительная возможность для компенсации реактивного и кренящего моментов при одновинтовой схеме. Следовательно, производство ВЕРТОЛЕТА С АСИММЕТРИЧНЫМ КРЫЛОМ экономически эффективно.

Источники информации

1. Г.И. Сыпачев. Патент РФ №2288141.

2. Н.А. Секач. Боевой вертолет МИ 24-М. ООО "Издательский центр "Экспринт" 2001 г. 64 с.