Uploaded byivanov1566359955
170 views

29950ip

Документ описывает инновационное аэродинамическое устройство для авиационной техники, имеющее уникальную форму крыла и систему нагнетателей, обеспечивающих повышение подъемной силы и эффективность управления. Основной задачей изобретения является улучшение использования энергии воздушного потока и устранение недостатков существующих аэродинамических устройств. Конструкция крыла включает продольные канавки и управляемые элементы для адаптации формы и площади крыла в зависимости от условий полета.

Embed presentation

Download to read offline
РЕСПУБЛИКА КАЗАХСТАН (19) KZ (13) A4 (11) 29950 (51) B64C 3/00 (2006.01) B64C 21/00 (2006.01) МИНИСТЕРСТВО ЮСТИЦИИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ИННОВАЦИОННОМУ ПАТЕНТУ (21) 2014/1053.1 (22) 04.08.2014 (45) 15.06.2015, бюл. №6 (76) Ахмеджанов Алиби Хакимович (56) RU 2288137 С1, 27.11.2006 (54) АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ УСТРОЙСТВО (57) Изобретение относится к авиационной технике. Технической задачей изобретения является создание нового аэродинамического устройства, расширяющего арсенал аэродинамических устройств для авиации, обеспечивающего повышение эффективности использования энергии воздушного потока, повышение подъемной силы и повышение эффективности процесса управления результирующих сил на крыле. Для решения этой задачи в аэродинамическом устройстве, содержащем аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела, например воздуха, согласно изобретению крыло имеет специальную форму, выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла. Крыло имеет конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок. На внешних контурах крыла расположены концевые элементы. Крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла. На концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент. Конструктивные части заявляемого устройства отвечают специальным условиям. (19)KZ(13)A4(11)29950
29950 2 Изобретение относится к авиационной технике. Известно используемое в самолетах аэродинамическое устройство в виде аэродинамической поверхности для создания подъемной силы - крыло. При обтекании крыла потоком частиц газообразного рабочего тела - воздуха или иного газа - на верхней и на нижней поверхностях крыла устанавливаются различные по величине давления, вызванные различными скоростями движущихся потоков над крылом и под крылом, что вызывает создание подъемной силы (Новый политехнический словарь/Главный редактор А.Ю. Ишлинский. - Москва: Научное издательство «Большая Российская энциклопедия», 2000. с.36, 252). Например, нагнетатель вентиляторного типа создает поток воздуха, а нагнетатель в виде турбореактивного двигателя создает поток газа, содержащего наряду с воздухом газообразные продукты сгорания. При дальнейшем изложении изобретения для доступной ясности раскрытия сущности предлагаемого объекта в качестве газа рассматривается воздух, поскольку случаи с другими газообразными рабочими телами, например с отходящими газами, аналогичны. Обтекание крыла воздухом является трёхмерным нелинейным процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости, вязкости и плотности воздуха и от других физических факторов. При перемещении крыла в потоке воздуха происходит взаимодействие слоев воздуха с верхней и нижней поверхностями крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и следует вдоль этой поверхности даже после перегиба профиля благодаря действию сил вязкости, это явление известно как эффект Коанда (смотри, например, источники: 1) Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. - Москва: Издательство «Дрофа», 2003, 7-ое издание, с.504-507; 2) Reba I., Wohl- thausen Е. Applications of the Coanda Effect // Scientific American, volume 214, June 1966, pagers 84- 92 (http://www.laesieworks.com/ifo/how/Coanda effect- Pl.html)). Увеличение подъемной силы крыла благодаря проявлению эффекта Коанда возможно за счет принудительного увеличения скорости потока воздуха на верхней поверхности крыла. Известно аэродинамическое устройство, состоящее из арочного крыла Кастера и двигателя с воздушным винтом (смотри источники: 1) Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - Москва: Издательство «Мир», 1991, с.137-138; 2) Патент США №2691494, кл. 244-12, 10.06.1952). Арочное крыло Кастера представляет собой аэродинамическую поверхность в виде половины полого цилиндра (полукольца), причем арочное крыло имеет в своем сечении по движению потока воздуха аэродинамический профиль. Над арочным крылом Кастера установлен двигатель с воздушным винтом, плоскость вращения винта расположена у задней кромки аэродинамического профиля. Воздушный винт засасывает воздух в полукольцо, создавая увеличение скорости движения потока воздуха над аэродинамическим крылом, и создает увеличение подъемной силы на крыле. Наиболее близким аналогом является аэродинамическое устройство в виде лоткового крыла, на передней верхней поверхности которого установлен турбореактивный двигатель. Такое аэродинамическое устройство предложено в источнике (Патент RU №2288137, МПК В64С 21/00, В64С 3/00, 30.05.2005), согласно которому лотковые крылья устанавливаются на самолете в нижней части фюзеляжа. При работе турбореактивного двигателя отходящие газы движутся по верхней поверхности крыла, образуя на части верхней поверхности крыла область пониженного давления, что обеспечивает появление дополнительной подъемной силы на крыле. Технический результат известных аналогов с нетрадиционным крылом - создание подъемной силы за счет использования эффекта Коанда. Общие недостатки указанных известных аэродинамических устройств заключаются в неполном использовании свойств вязкости и сжимаемости воздуха и недостаточном эффективном выборе формы верхней поверхности крыла, взаимодействующей с потоком воздуха и являющейся подстилающей поверхностью по отношению к потоку воздуха, что приводит к низкой эффективности использования энергии воздушного потока, понижению подъемной силы и низкой эффективности процесса управления результирующих сил на крыле. Технической задачей изобретения является создание нового аэродинамического устройства, устраняющего указанные недостатки известных объектов, обеспечивающего повышение эффективности использования энергии воздушного потока, повышение подъемной силы и повышение эффективности процесса управления результирующих сил на крыле за счет: 1) повышения эффективности использования энергии воздушного потока в процессе обтекания крыла из-за уменьшения рассеяния энергии в пространстве вследствие использования вязких сил и свойства сжимаемости воздуха; 2) увеличения эффективности использования специальной формы подстилающей поверхности для достижения безотрывного обтекания аэродинамического крыла; 3) повышения эффективности использования эффекта Коанда для увеличения значения проекции импульса реактивной силы в вертикальном направлении, обусловленной динамическим взаимодействием конструктивных элементов устройства с воздушным потоком; 4) повышения эффективности процесса управления результирующей подъемной силы крыла за счет действия сил, созданных на крыле. Кроме того, техническая задача изобретения включает в себя расширение арсенала аэродинамических устройств для авиации путем создания впервые нового специфичного нетрадиционного устройства.
29950 3 Для решения поставленной технической задачи в аэродинамическом устройстве, содержащем аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела (например, воздуха), связанный с крылом механическими элементами, согласно изобретению аэродинамическое крыло имеет специальную форму, крыло выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла и имеющей вертикальную продольную плоскость симметрии. Крыло имеет по траектории движения газообразного рабочего тела конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок. На внешних контурах крыла расположены концевые элементы для предотвращения перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю. Крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла. На концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент, аналогичный по назначению бесщелевому закрылку классического крыла. Конструктивные части заявляемого устройства характеризуются следующими особенностями. Система продольных канавок состоит из центральных канавок, выполненных в центральной части крыла, и боковых канавок, выполненных на боковых частях крыла. Центральные канавки продолжаются по всей длине крыла, начиная с кон- фузорного участка, продолжаясь в переходном участке и заканчиваясь в диффузорном участке. Боковые канавки начинаются в конфузорном участке и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла могут заканчиваться в переходном участке или в диффузорном участке, что устанавливается экспериментальным или расчетным путём в зависимости от поставленной задачи перед крылом. Вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин канавок r имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок R (как известно, образующая - это линия, движением которой образуется какая-либо поверхность). Количество центральных и боковых канавок связано с потребной (необходимой или нужной) площадью крыла, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом. Центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Конфузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженной канавками по направлению движения потока. Геометрические параметры и соотношения для конфузорного участка крыла характеризуются тем, что угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне от 150° до 220°. Отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γkс/γk лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении LK /Lmax. лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4. (Как известно из аэродинамики (смотри, например: ГОСТ 22833-77. Характеристики самолета геометрические.), длина хорды крыла равна расстоянию между точками передней и задней кромок крыла в вертикальной плоскости симметрии. Из этого определения следует смысл величины Lmax). Переходной участок крыла представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы с продольными канавками. Переходный участок содержит критическое сечение крыла, которое имеет минимальную площадь сечения и перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lt/Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4. Диффузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности с продольными канавками. Диффузорный участок выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку. Угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне от 1500 до 2200 . Отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γdc/γd лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении Ld/Lmax лежит в диапазоне от 0,2 до 0,8. При изменении кривизны и площади участков крыла происходит изменение значений отношений длин проекций этих участков к величине хорды при максимальном значении Lmax, причем конкретные значения соотношений лежат в вышеуказанных диапазонах. Угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента θ лежит в диапазоне от 0° до 40° . Сущность изобретения поясняется графическими материалами в виде схем-фигур, описывающих один из лучших вариантов предлагаемого объекта. Рассмотрение этих фигур достаточно для понимания сущности изобретения. На фигурах показаны нагнетатель воздуха 1, аэродинамическое крыло 2, соединительная система 3, конфузорный участок крыла 4, переходный участок крыла 5, диффузорный участок крыла 6, центральные канавки 7, боковые канавки 8,
29950 4 отклоняемый управляемый элемент 9, система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла, концевые элементы 11. Причем здесь отметим, что ниже для ясного раскрытия сущности изобретения на каждой отдельной фигуре показаны в основном только те элементы устройства, которые нужны для иллюстрации изложения сути той или иной части описания изобретения (без лишних элементов, которые мысленно опущены). Фиг.1 и фиг.2 - это схемы всего устройства (фиг.1 - наглядное изображение устройства, фиг.2 - вид устройства сбоку), на которых показаны основные элементы: нагнетатель с воздушным винтом 1, аэродинамическое крыло 2, соединительная система 3 (механическая, связывающая нагнетатель 1 с крылом 2), система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла. Фиг.3 - аэродинамическое крыло в аксонометрической проекции. На фиг.3 показаны форма аэродинамического крыла 2, центральные и боковые канавки 7 и 8, отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. Фиг.4 - аэродинамическое крыло, вид сбоку с продольным разрезом А-А в продольной плоскости симметрии. На фиг.4 показаны следующие величины: аэродинамическая хорда L, которая может изменяться до максимального значения Lmax; проекция длины конфузорного участка на продольную ось симметрии Lmax; проекция длины диффузорного участка на продольную ось симметрии Lk; проекция длины переходного участка на продольную ось симметрии Lt. Фиг.5 - аэродинамическое крыло, вид В (вид на конфузорный участок). На фиг.5 показаны аэродинамическое крыло 2 (на примере с тремя центральными канавками 7 и с двумя боковыми канавками 8 с каждой стороны), концевые элементы 11. Фиг.6 - сечение конфузорного участка С-С. На фиг.6 показаны следующие величины: радиус кривизны образующей для вершин r, радиус кривизны образующей для нижней части канавки R, угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка γk, секторный угол центральной части конфузорного участка крыла γkc, секторный угол боковой части конфузорного участка крыла γkc, площадь поперечного сечения центральной канавки Slk, площадь поперечного сечения боковой канавки S2k.При этом отметим, что здесь на фиг.6 и далее в материалах заявки, если у символов величин вверху дополнительно стоят индексы «i» или «j», то они указывают на i-тую или j-тую канавку. Фиг.7 - аэродинамическое крыло, вид D (вид на диффузорный участок). На фиг.7 показаны аэродинамическое крыло 2 (на примере с тремя центральными канавками 7 и с двумя боковыми канавками 8 с каждой стороны), отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. Фиг.8 - сечение диффузорного участка Сn-Сn. На фиг.8 показаны следующие величины: радиус кривизны образующей для вершин r, радиус кривизны образующей для нижней части канавки R, угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd, секторный угол центральной части диффузорного участка крыла γdc, секторный угол боковой части диффузорного участка крыла γdc, площадь поперечного сечения центральной канавки Sld, площадь поперечного сечения боковой канавки S2d. Фиг.9 - аэродинамическое крыло, вид сверху. На фиг.9 показаны аэродинамическое крыло 2, отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. На фиг.10, фиг.11, фиг.12, фиг.13 показано аэродинамическое крыло с различной формой диффузорного участка в продольной плоскости симметрии (стрелки условно показывают движение частиц потока воздуха). Причем на фиг.11, фиг.12 и фиг.13 показана система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла. Фиг.14 - отклоняемый управляемый элемент 9 в различных положениях, θ - угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента. Фиг.15 - возможная схема беспилотного летательного аппарата. Предлагаемое аэродинамическое устройство работает следующим образом (фиг.1-14). Поток от нагнетателя 1 проходит над аэродинамическим крылом 2 и взаимодействует с ним (фиг.1, фиг.2). Аэродинамический поток от нагнетателя 1 обтекает крыло 2 только с одной верхней стороны. В этом случае верхняя поверхность крыла 2 является подстилающей по отношению к потоку и поток активно взаимодействует с подстилающей поверхностью, которая в дальнейшем определяется как подстилающая поверхность вязкого взаимодействия (в дальнейшем ППВВ). Появление аэродинамической подъемной силы связано с силовым взаимодействием набегающего потока газообразного рабочего тела (например, воздуха) от нагнетателя 1 и аэродинамической поверхности крыла 2, имеющей специальный профиль. Высокоэнергетический поток газообразного рабочего тела может быть создан работой воздушного винта, реактивного или ракетного двигателя, нагнетателем с осевым или центробежным компрессором и др. При прохождении потока воздуха от нагнетателя 1 до конфузорного участка крыла 4 происходит процесс эжекции окружающих частиц воздуха высокоэнергетическим потоком воздуха от нагнетателя 1, что дополнительно увеличивает количество движения частиц воздуха, участвующих в обтекании крыла 2. На подстилающей поверхности конфузорного участка 4 вследствие поворота и торможения потока воздуха от нагнетателя 1 в непосредственной близости от поверхности крыла 2 в центральной части конфузорного участка 4 может возникать зона повышенного давления по сравнению с давлением на периферии конфузорного участка 4. Как показали
29950 5 экспериментальные исследования на моделях, зона повышенного давления может составлять от 0 (нуля) до 30% площади поверхности конфузорного участка 4. Поток воздуха распределяется по канавкам 7 и 8 конфузорного участка 4 и в дальнейшем следует вдоль канавок 7 и 8 в направлении переходного участка 5. Благодаря специальной форме канавок конфузорной поверхности происходит движение частиц потока в направлении переходного участка 5 с одновременным процессом перераспределения потока таким образом, что поток воздуха прижимается к поверхности конфузорного участка 4 вследствие сжимаемости и действия вязких сил в потоке частиц воздуха. Площадь зоны повышенного давления зависит как от уровня энергии потока воздуха, так и от угла между результирующим вектором скорости потока воздуха от нагнетателя 1 и осью симметрии конусной поверхности, образующей конфузорный участок 4 крыла. При оптимальном значении этого угла достигается наиболее эффективное проявление «прилипания» и прижатия потока к ППВВ, обеспечивающего безотрывное движение частиц воздуха в направлении переходного участка 5 крыла. На ППВВ переходного 5 и диффузорного 6 участков крыла в результате обтекания потоком воздуха устанавливаются зоны с пониженным давлением, что определяет появление сил аэродинамической природы на поверхности крыла 2. На всей подстилающей поверхности вязкого взаимодействия аэродинамического крыла (ППВВ) выполнены канавки. В центральной части крыла выполнены центральные канавки 7, на боковых частях крыла выполнены боковые канавки 8. Функции канавок на аэродинамическом крыле заключаются в следующем. На центральных канавках 7 происходит основной процесс взаимодействия потока и ППВВ. Боковые канавки 8 обеспечивают удержание потока воздуха над ППВВ в центральной части крыла и выполняют ограничительную роль. Центральные канавки 7 продолжаются по всей длине аэродинамического крыла 2, начиная с конфузорного участка 4, продолжаясь в переходном участке 5 и заканчиваясь в диффузорном участке 6. Канавки выполнены на ППВВ таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Боковые канавки 8 начинаются в конфузорном участке 4 и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла 2 могут заканчиваться в переходном участке 5 или в диффузорном участке 6, что устанавливается экспериментальным или расчетным путем и зависит от поставленной задачи перед аэродинамическим крылом. Конструктивные элементы поверхности крыла, образованные вершинами соседних канавок, рассекают поток и формируют направление потока вдоль образующей крыла, и увеличивают площадь ППВВ. Вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин r имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок R. Количество и форма центральных и боковых канавок связаны с потребной площадью крыла, необходимой для решения поставленных задач перед крылом. Центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Оптимальные форма и размеры центральных канавок 7 на конфузорном участке 4 определяются расчетным (с использованием численных методов) и экспериментальным путем с учетом различных физических параметров (скорости воздушного потока, коэффициента кинематической вязкости воздуха и других) и устанавливаются в зависимости от поставленной задачи перед аэродинамическим крылом. Участки аэродинамического крыла 2 характеризуются следующим образом. Конфузорный участок 4 представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженную продольными канавками по направлению движения потока. Геометрические параметры и соотношения, характеризующие конфузорный участок крыла, приведены ниже. Угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне от 1500 до 2200 (фиг.6). Отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γkc/γk лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8 (фиг.6). В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении LK /Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4 (фиг.4). Переходный участок 5 служит для соединения конфузорного 4 и диффузорного 6 участков крыла. Переходной участок 5 представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы. Переходный участок 5 снабжен продольными канавками по направлению движения потока воздуха. На переходном участке 5 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. Кроме того, переходный участок 5 содержит критическое сечение крыла 2, которое имеет минимальную площадь сечения. Критическое сечение перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла 2. На переходном участке 5 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии к длине
29950 6 хорды крыла при ее максимальном значении Lt/Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4 (фиг.4). Диффузорный участок крыла 6 представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности. Он также выполнен с продольными канавками по направлению движения потока воздуха. Диффузорный участок для обеспечения безотрывного обтекания подстилающей поверхности выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку. Выполнение этого условия дает возможность ослабить интенсивность образования пограничного слоя, способствующего отрыву потока от поверхности. На диффузорном участке 6 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. Угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне от 1500 до 2200 (фиг.8). Отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γdc/γd лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8 (фиг.8). В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимально значении Ld/Lmax лежит в диапазоне от 0,2 до 0,8 (фиг.4). Конструкция диффузорного участка 6 крыла 2 позволяет изменять направление силы реакции, создаваемой сходящей с поверхности диффузорного участка 6 струи потока воздуха, а также направление и величину полной результирующей аэродинамической силы. Это свойство крыла 2 можно использовать в целях создания управляющих сил и моментов для управления полетом, например, беспилотного летательного аппарата, в котором может быть использовано одно или несколько таких предлагаемых крыльев 2 (фиг.15). Изменение кривизны и площади переходного участка 5 и диффузорного участка 6 крыла обеспечивается специальной конструкцией и/или использованием специальных эластичных и упругих материалов. В предлагаемом устройстве аэродинамическое крыло 2 снабжено системой управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади поверхности крыла, обеспечивающей выполнение условия положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку, а так же для создания управляющих сил и моментов для различных режимов и условий полета. На концевой части диффузорного участка 6 на задней кромке выполнен отклоняемый управляемый элемент 9, который обеспечивает увеличение или уменьшение поворота сходящего с крыла 2 потока воздуха в вертикальной плоскости. Угол отклонения θ для отклоняемого управляемого элемента 9 (закрылка) лежит в пределах от 0° до 40° (фиг.14). Отклоняемый управляемый элемент 9 дает возможность увеличивать подъемную силу крыла на взлетных режимах. Поскольку обтекание заявленного крыла воздухом является трёхмерным нелинейным процессом и зависит от множества физических факторов, то теоретически предсказать и обосновать оптимизацию конструктивных характеристик не возможно. Поэтому оптимизация некоторых заявленных конструктивных характеристик проводилась с помощью стандартных расчетно- теоретических методов и модельных испытаний, принятых в гидроаэромеханике (Физический энциклопедический словарь / Главный редактор А.М. Прохоров. - Москва: Советская энциклопедия, 1983. с.928; Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. I. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. Учебник для втузов. - М., Высшая школа, 1976. с.384; Краснов Н. Ф. Аэродинамика. Ч. II. Методы аэродинамического расчета. Учебник для студентов втузов.- 3-е издание, переработанное и дополненное- М., Высшая школа, 1980. с.416). При этом установлено, что заявленные диапазоны являются оптимальными. В иных случаях, вне пределов этих оптимальных диапазонов, эффективность использования энергии воздушного потока, расходуемого на создание результирующей подъемной силы крыла, уменьшается как минимум на 10%. Благодаря применению аэродинамического крыла специальной формы и обдуванию верхней поверхности крыла от нагнетателя, заявляемое устройство позволяет создавать различные летательные аппараты, содержащие одно или несколько крыльев специальной формы, а также с комбинированием в конструкции летательного аппарата крыльев классической формы. Например, можно создавать беспилотные летательные аппараты, осуществляющие вертикальный взлет и посадку, а также горизонтальный полет (фиг.15). ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Аэродинамическое устройство, содержащее аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела, связанный с крылом механическими элементами, отличающееся тем, что аэродинамическое крыло выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла и имеющей вертикальную продольную плоскость симметрии, крыло имеет по траектории движения газообразного рабочего тела конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок, на внешних контурах крыла расположены концевые элементы, крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла, на концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент.
29950 7 2. Аэродинамическое устройство по п.1, отличающееся тем, что конструктивные части устройства характеризуются тем, что система продольных канавок состоит из центральных канавок, выполненных в центральной части крыла, и боковых канавок, выполненных на боковых частях крыла, центральные канавки продолжаются по всей длине крыла, начиная с конфузорного участка, продолжаясь в переходном участке и заканчиваясь в диффузорном участке, боковые канавки начинаются в конфузорном участке и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла могут заканчиваться в переходном участке или в диффузорном участке, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом, вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин канавок имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок, количество центральных и боковых канавок связано с потребной площадью крыла, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом, центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается, конфузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженной канавками по направлению движения потока, геометрические параметры и соотношения для конфузорного участка крыла характеризуются тем, что угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне 150°<γk<220°, отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла γкс к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне 0,5<γkс/γk<0,8, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии Lк к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,1<Lк/Lmax<0,4, переходной участок крыла представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы с продольными канавками, переходный участок содержит критическое сечение крыла, которое имеет минимальную площадь сечения и перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии Lt к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,1<Lt/Lmax<0,4, диффузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности с продольными канавками, диффузорный участок выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку, угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне 150°<γd<220°, отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла γdc к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне 0,5<γdc/γd <0,8, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии Ld к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,2<Ld/Lmax<0,8, угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента θ лежит в диапазоне 0°<θ<40°.
29950 8
29950 9
29950 10
29950 11
29950 12
29950 13
29950 14
29950 15 Верстка Н.Киселева Корректор К.Нгметжанова

More Related Content

PDF
172
bynreferat
 
PDF
10250
byivanov15666688
 
PDF
6644
byivanov156w2w221q
 
PDF
6912
byivanov1566334322
 
PDF
7326
byivanov1566359955
 
PDF
29951ip
byivanov1566359955
 
PDF
7363
byivanov1566359955
 
PDF
29953ip
byivanov1566359955
 
172
bynreferat
 
10250
byivanov15666688
 
6644
byivanov156w2w221q
 
6912
byivanov1566334322
 
7326
byivanov1566359955
 
29951ip
byivanov1566359955
 
7363
byivanov1566359955
 
29953ip
byivanov1566359955
 

More from ivanov1566359955

PDF
7362
byivanov1566359955
 
PDF
7356
byivanov1566359955
 
PDF
7358
byivanov1566359955
 
PDF
7346
byivanov1566359955
 
PDF
7354
byivanov1566359955
 
PDF
7352
byivanov1566359955
 
PDF
7365
byivanov1566359955
 
PDF
7353
byivanov1566359955
 
PDF
7350
byivanov1566359955
 
PDF
7347
byivanov1566359955
 
PDF
7345
byivanov1566359955
 
PDF
7355
byivanov1566359955
 
PDF
7351
byivanov1566359955
 
PDF
7348
byivanov1566359955
 
PDF
7349
byivanov1566359955
 
PDF
7359
byivanov1566359955
 
PDF
7361
byivanov1566359955
 
PDF
7357
byivanov1566359955
 
PDF
7360
byivanov1566359955
 
PDF
7364
byivanov1566359955
 
7362
byivanov1566359955
 
7356
byivanov1566359955
 
7358
byivanov1566359955
 
7346
byivanov1566359955
 
7354
byivanov1566359955
 
7352
byivanov1566359955
 
7365
byivanov1566359955
 
7353
byivanov1566359955
 
7350
byivanov1566359955
 
7347
byivanov1566359955
 
7345
byivanov1566359955
 
7355
byivanov1566359955
 
7351
byivanov1566359955
 
7348
byivanov1566359955
 
7349
byivanov1566359955
 
7359
byivanov1566359955
 
7361
byivanov1566359955
 
7357
byivanov1566359955
 
7360
byivanov1566359955
 
7364
byivanov1566359955
 

29950ip

  • 1.
    РЕСПУБЛИКА КАЗАХСТАН (19) KZ(13) A4 (11) 29950 (51) B64C 3/00 (2006.01) B64C 21/00 (2006.01) МИНИСТЕРСТВО ЮСТИЦИИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ИННОВАЦИОННОМУ ПАТЕНТУ (21) 2014/1053.1 (22) 04.08.2014 (45) 15.06.2015, бюл. №6 (76) Ахмеджанов Алиби Хакимович (56) RU 2288137 С1, 27.11.2006 (54) АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ УСТРОЙСТВО (57) Изобретение относится к авиационной технике. Технической задачей изобретения является создание нового аэродинамического устройства, расширяющего арсенал аэродинамических устройств для авиации, обеспечивающего повышение эффективности использования энергии воздушного потока, повышение подъемной силы и повышение эффективности процесса управления результирующих сил на крыле. Для решения этой задачи в аэродинамическом устройстве, содержащем аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела, например воздуха, согласно изобретению крыло имеет специальную форму, выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла. Крыло имеет конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок. На внешних контурах крыла расположены концевые элементы. Крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла. На концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент. Конструктивные части заявляемого устройства отвечают специальным условиям. (19)KZ(13)A4(11)29950
  • 2.
    29950 2 Изобретение относится кавиационной технике. Известно используемое в самолетах аэродинамическое устройство в виде аэродинамической поверхности для создания подъемной силы - крыло. При обтекании крыла потоком частиц газообразного рабочего тела - воздуха или иного газа - на верхней и на нижней поверхностях крыла устанавливаются различные по величине давления, вызванные различными скоростями движущихся потоков над крылом и под крылом, что вызывает создание подъемной силы (Новый политехнический словарь/Главный редактор А.Ю. Ишлинский. - Москва: Научное издательство «Большая Российская энциклопедия», 2000. с.36, 252). Например, нагнетатель вентиляторного типа создает поток воздуха, а нагнетатель в виде турбореактивного двигателя создает поток газа, содержащего наряду с воздухом газообразные продукты сгорания. При дальнейшем изложении изобретения для доступной ясности раскрытия сущности предлагаемого объекта в качестве газа рассматривается воздух, поскольку случаи с другими газообразными рабочими телами, например с отходящими газами, аналогичны. Обтекание крыла воздухом является трёхмерным нелинейным процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости, вязкости и плотности воздуха и от других физических факторов. При перемещении крыла в потоке воздуха происходит взаимодействие слоев воздуха с верхней и нижней поверхностями крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и следует вдоль этой поверхности даже после перегиба профиля благодаря действию сил вязкости, это явление известно как эффект Коанда (смотри, например, источники: 1) Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. - Москва: Издательство «Дрофа», 2003, 7-ое издание, с.504-507; 2) Reba I., Wohl- thausen Е. Applications of the Coanda Effect // Scientific American, volume 214, June 1966, pagers 84- 92 (http://www.laesieworks.com/ifo/how/Coanda effect- Pl.html)). Увеличение подъемной силы крыла благодаря проявлению эффекта Коанда возможно за счет принудительного увеличения скорости потока воздуха на верхней поверхности крыла. Известно аэродинамическое устройство, состоящее из арочного крыла Кастера и двигателя с воздушным винтом (смотри источники: 1) Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - Москва: Издательство «Мир», 1991, с.137-138; 2) Патент США №2691494, кл. 244-12, 10.06.1952). Арочное крыло Кастера представляет собой аэродинамическую поверхность в виде половины полого цилиндра (полукольца), причем арочное крыло имеет в своем сечении по движению потока воздуха аэродинамический профиль. Над арочным крылом Кастера установлен двигатель с воздушным винтом, плоскость вращения винта расположена у задней кромки аэродинамического профиля. Воздушный винт засасывает воздух в полукольцо, создавая увеличение скорости движения потока воздуха над аэродинамическим крылом, и создает увеличение подъемной силы на крыле. Наиболее близким аналогом является аэродинамическое устройство в виде лоткового крыла, на передней верхней поверхности которого установлен турбореактивный двигатель. Такое аэродинамическое устройство предложено в источнике (Патент RU №2288137, МПК В64С 21/00, В64С 3/00, 30.05.2005), согласно которому лотковые крылья устанавливаются на самолете в нижней части фюзеляжа. При работе турбореактивного двигателя отходящие газы движутся по верхней поверхности крыла, образуя на части верхней поверхности крыла область пониженного давления, что обеспечивает появление дополнительной подъемной силы на крыле. Технический результат известных аналогов с нетрадиционным крылом - создание подъемной силы за счет использования эффекта Коанда. Общие недостатки указанных известных аэродинамических устройств заключаются в неполном использовании свойств вязкости и сжимаемости воздуха и недостаточном эффективном выборе формы верхней поверхности крыла, взаимодействующей с потоком воздуха и являющейся подстилающей поверхностью по отношению к потоку воздуха, что приводит к низкой эффективности использования энергии воздушного потока, понижению подъемной силы и низкой эффективности процесса управления результирующих сил на крыле. Технической задачей изобретения является создание нового аэродинамического устройства, устраняющего указанные недостатки известных объектов, обеспечивающего повышение эффективности использования энергии воздушного потока, повышение подъемной силы и повышение эффективности процесса управления результирующих сил на крыле за счет: 1) повышения эффективности использования энергии воздушного потока в процессе обтекания крыла из-за уменьшения рассеяния энергии в пространстве вследствие использования вязких сил и свойства сжимаемости воздуха; 2) увеличения эффективности использования специальной формы подстилающей поверхности для достижения безотрывного обтекания аэродинамического крыла; 3) повышения эффективности использования эффекта Коанда для увеличения значения проекции импульса реактивной силы в вертикальном направлении, обусловленной динамическим взаимодействием конструктивных элементов устройства с воздушным потоком; 4) повышения эффективности процесса управления результирующей подъемной силы крыла за счет действия сил, созданных на крыле. Кроме того, техническая задача изобретения включает в себя расширение арсенала аэродинамических устройств для авиации путем создания впервые нового специфичного нетрадиционного устройства.
  • 3.
    29950 3 Для решения поставленнойтехнической задачи в аэродинамическом устройстве, содержащем аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела (например, воздуха), связанный с крылом механическими элементами, согласно изобретению аэродинамическое крыло имеет специальную форму, крыло выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла и имеющей вертикальную продольную плоскость симметрии. Крыло имеет по траектории движения газообразного рабочего тела конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок. На внешних контурах крыла расположены концевые элементы для предотвращения перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю. Крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла. На концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент, аналогичный по назначению бесщелевому закрылку классического крыла. Конструктивные части заявляемого устройства характеризуются следующими особенностями. Система продольных канавок состоит из центральных канавок, выполненных в центральной части крыла, и боковых канавок, выполненных на боковых частях крыла. Центральные канавки продолжаются по всей длине крыла, начиная с кон- фузорного участка, продолжаясь в переходном участке и заканчиваясь в диффузорном участке. Боковые канавки начинаются в конфузорном участке и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла могут заканчиваться в переходном участке или в диффузорном участке, что устанавливается экспериментальным или расчетным путём в зависимости от поставленной задачи перед крылом. Вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин канавок r имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок R (как известно, образующая - это линия, движением которой образуется какая-либо поверхность). Количество центральных и боковых канавок связано с потребной (необходимой или нужной) площадью крыла, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом. Центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Конфузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженной канавками по направлению движения потока. Геометрические параметры и соотношения для конфузорного участка крыла характеризуются тем, что угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне от 150° до 220°. Отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γkс/γk лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении LK /Lmax. лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4. (Как известно из аэродинамики (смотри, например: ГОСТ 22833-77. Характеристики самолета геометрические.), длина хорды крыла равна расстоянию между точками передней и задней кромок крыла в вертикальной плоскости симметрии. Из этого определения следует смысл величины Lmax). Переходной участок крыла представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы с продольными канавками. Переходный участок содержит критическое сечение крыла, которое имеет минимальную площадь сечения и перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lt/Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4. Диффузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности с продольными канавками. Диффузорный участок выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку. Угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне от 1500 до 2200 . Отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γdc/γd лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении Ld/Lmax лежит в диапазоне от 0,2 до 0,8. При изменении кривизны и площади участков крыла происходит изменение значений отношений длин проекций этих участков к величине хорды при максимальном значении Lmax, причем конкретные значения соотношений лежат в вышеуказанных диапазонах. Угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента θ лежит в диапазоне от 0° до 40° . Сущность изобретения поясняется графическими материалами в виде схем-фигур, описывающих один из лучших вариантов предлагаемого объекта. Рассмотрение этих фигур достаточно для понимания сущности изобретения. На фигурах показаны нагнетатель воздуха 1, аэродинамическое крыло 2, соединительная система 3, конфузорный участок крыла 4, переходный участок крыла 5, диффузорный участок крыла 6, центральные канавки 7, боковые канавки 8,
  • 4.
    29950 4 отклоняемый управляемый элемент9, система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла, концевые элементы 11. Причем здесь отметим, что ниже для ясного раскрытия сущности изобретения на каждой отдельной фигуре показаны в основном только те элементы устройства, которые нужны для иллюстрации изложения сути той или иной части описания изобретения (без лишних элементов, которые мысленно опущены). Фиг.1 и фиг.2 - это схемы всего устройства (фиг.1 - наглядное изображение устройства, фиг.2 - вид устройства сбоку), на которых показаны основные элементы: нагнетатель с воздушным винтом 1, аэродинамическое крыло 2, соединительная система 3 (механическая, связывающая нагнетатель 1 с крылом 2), система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла. Фиг.3 - аэродинамическое крыло в аксонометрической проекции. На фиг.3 показаны форма аэродинамического крыла 2, центральные и боковые канавки 7 и 8, отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. Фиг.4 - аэродинамическое крыло, вид сбоку с продольным разрезом А-А в продольной плоскости симметрии. На фиг.4 показаны следующие величины: аэродинамическая хорда L, которая может изменяться до максимального значения Lmax; проекция длины конфузорного участка на продольную ось симметрии Lmax; проекция длины диффузорного участка на продольную ось симметрии Lk; проекция длины переходного участка на продольную ось симметрии Lt. Фиг.5 - аэродинамическое крыло, вид В (вид на конфузорный участок). На фиг.5 показаны аэродинамическое крыло 2 (на примере с тремя центральными канавками 7 и с двумя боковыми канавками 8 с каждой стороны), концевые элементы 11. Фиг.6 - сечение конфузорного участка С-С. На фиг.6 показаны следующие величины: радиус кривизны образующей для вершин r, радиус кривизны образующей для нижней части канавки R, угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка γk, секторный угол центральной части конфузорного участка крыла γkc, секторный угол боковой части конфузорного участка крыла γkc, площадь поперечного сечения центральной канавки Slk, площадь поперечного сечения боковой канавки S2k.При этом отметим, что здесь на фиг.6 и далее в материалах заявки, если у символов величин вверху дополнительно стоят индексы «i» или «j», то они указывают на i-тую или j-тую канавку. Фиг.7 - аэродинамическое крыло, вид D (вид на диффузорный участок). На фиг.7 показаны аэродинамическое крыло 2 (на примере с тремя центральными канавками 7 и с двумя боковыми канавками 8 с каждой стороны), отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. Фиг.8 - сечение диффузорного участка Сn-Сn. На фиг.8 показаны следующие величины: радиус кривизны образующей для вершин r, радиус кривизны образующей для нижней части канавки R, угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd, секторный угол центральной части диффузорного участка крыла γdc, секторный угол боковой части диффузорного участка крыла γdc, площадь поперечного сечения центральной канавки Sld, площадь поперечного сечения боковой канавки S2d. Фиг.9 - аэродинамическое крыло, вид сверху. На фиг.9 показаны аэродинамическое крыло 2, отклоняемый управляемый элемент 9, концевые элементы 11. На фиг.10, фиг.11, фиг.12, фиг.13 показано аэродинамическое крыло с различной формой диффузорного участка в продольной плоскости симметрии (стрелки условно показывают движение частиц потока воздуха). Причем на фиг.11, фиг.12 и фиг.13 показана система управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади переходного и диффузорного участков крыла. Фиг.14 - отклоняемый управляемый элемент 9 в различных положениях, θ - угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента. Фиг.15 - возможная схема беспилотного летательного аппарата. Предлагаемое аэродинамическое устройство работает следующим образом (фиг.1-14). Поток от нагнетателя 1 проходит над аэродинамическим крылом 2 и взаимодействует с ним (фиг.1, фиг.2). Аэродинамический поток от нагнетателя 1 обтекает крыло 2 только с одной верхней стороны. В этом случае верхняя поверхность крыла 2 является подстилающей по отношению к потоку и поток активно взаимодействует с подстилающей поверхностью, которая в дальнейшем определяется как подстилающая поверхность вязкого взаимодействия (в дальнейшем ППВВ). Появление аэродинамической подъемной силы связано с силовым взаимодействием набегающего потока газообразного рабочего тела (например, воздуха) от нагнетателя 1 и аэродинамической поверхности крыла 2, имеющей специальный профиль. Высокоэнергетический поток газообразного рабочего тела может быть создан работой воздушного винта, реактивного или ракетного двигателя, нагнетателем с осевым или центробежным компрессором и др. При прохождении потока воздуха от нагнетателя 1 до конфузорного участка крыла 4 происходит процесс эжекции окружающих частиц воздуха высокоэнергетическим потоком воздуха от нагнетателя 1, что дополнительно увеличивает количество движения частиц воздуха, участвующих в обтекании крыла 2. На подстилающей поверхности конфузорного участка 4 вследствие поворота и торможения потока воздуха от нагнетателя 1 в непосредственной близости от поверхности крыла 2 в центральной части конфузорного участка 4 может возникать зона повышенного давления по сравнению с давлением на периферии конфузорного участка 4. Как показали
  • 5.
    29950 5 экспериментальные исследования намоделях, зона повышенного давления может составлять от 0 (нуля) до 30% площади поверхности конфузорного участка 4. Поток воздуха распределяется по канавкам 7 и 8 конфузорного участка 4 и в дальнейшем следует вдоль канавок 7 и 8 в направлении переходного участка 5. Благодаря специальной форме канавок конфузорной поверхности происходит движение частиц потока в направлении переходного участка 5 с одновременным процессом перераспределения потока таким образом, что поток воздуха прижимается к поверхности конфузорного участка 4 вследствие сжимаемости и действия вязких сил в потоке частиц воздуха. Площадь зоны повышенного давления зависит как от уровня энергии потока воздуха, так и от угла между результирующим вектором скорости потока воздуха от нагнетателя 1 и осью симметрии конусной поверхности, образующей конфузорный участок 4 крыла. При оптимальном значении этого угла достигается наиболее эффективное проявление «прилипания» и прижатия потока к ППВВ, обеспечивающего безотрывное движение частиц воздуха в направлении переходного участка 5 крыла. На ППВВ переходного 5 и диффузорного 6 участков крыла в результате обтекания потоком воздуха устанавливаются зоны с пониженным давлением, что определяет появление сил аэродинамической природы на поверхности крыла 2. На всей подстилающей поверхности вязкого взаимодействия аэродинамического крыла (ППВВ) выполнены канавки. В центральной части крыла выполнены центральные канавки 7, на боковых частях крыла выполнены боковые канавки 8. Функции канавок на аэродинамическом крыле заключаются в следующем. На центральных канавках 7 происходит основной процесс взаимодействия потока и ППВВ. Боковые канавки 8 обеспечивают удержание потока воздуха над ППВВ в центральной части крыла и выполняют ограничительную роль. Центральные канавки 7 продолжаются по всей длине аэродинамического крыла 2, начиная с конфузорного участка 4, продолжаясь в переходном участке 5 и заканчиваясь в диффузорном участке 6. Канавки выполнены на ППВВ таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Боковые канавки 8 начинаются в конфузорном участке 4 и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла 2 могут заканчиваться в переходном участке 5 или в диффузорном участке 6, что устанавливается экспериментальным или расчетным путем и зависит от поставленной задачи перед аэродинамическим крылом. Конструктивные элементы поверхности крыла, образованные вершинами соседних канавок, рассекают поток и формируют направление потока вдоль образующей крыла, и увеличивают площадь ППВВ. Вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин r имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок R. Количество и форма центральных и боковых канавок связаны с потребной площадью крыла, необходимой для решения поставленных задач перед крылом. Центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается. Оптимальные форма и размеры центральных канавок 7 на конфузорном участке 4 определяются расчетным (с использованием численных методов) и экспериментальным путем с учетом различных физических параметров (скорости воздушного потока, коэффициента кинематической вязкости воздуха и других) и устанавливаются в зависимости от поставленной задачи перед аэродинамическим крылом. Участки аэродинамического крыла 2 характеризуются следующим образом. Конфузорный участок 4 представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженную продольными канавками по направлению движения потока. Геометрические параметры и соотношения, характеризующие конфузорный участок крыла, приведены ниже. Угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне от 1500 до 2200 (фиг.6). Отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γkc/γk лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8 (фиг.6). В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимальном значении LK /Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4 (фиг.4). Переходный участок 5 служит для соединения конфузорного 4 и диффузорного 6 участков крыла. Переходной участок 5 представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы. Переходный участок 5 снабжен продольными канавками по направлению движения потока воздуха. На переходном участке 5 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. Кроме того, переходный участок 5 содержит критическое сечение крыла 2, которое имеет минимальную площадь сечения. Критическое сечение перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла 2. На переходном участке 5 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии к длине
  • 6.
    29950 6 хорды крыла приее максимальном значении Lt/Lmax лежит в диапазоне от 0,1 до 0,4 (фиг.4). Диффузорный участок крыла 6 представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности. Он также выполнен с продольными канавками по направлению движения потока воздуха. Диффузорный участок для обеспечения безотрывного обтекания подстилающей поверхности выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку. Выполнение этого условия дает возможность ослабить интенсивность образования пограничного слоя, способствующего отрыву потока от поверхности. На диффузорном участке 6 аэродинамической поверхности возникает подъемная сила. Угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне от 1500 до 2200 (фиг.8). Отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γdc/γd лежит в диапазоне от 0,5 до 0,8 (фиг.8). В продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии к длине хорды крыла при ее максимально значении Ld/Lmax лежит в диапазоне от 0,2 до 0,8 (фиг.4). Конструкция диффузорного участка 6 крыла 2 позволяет изменять направление силы реакции, создаваемой сходящей с поверхности диффузорного участка 6 струи потока воздуха, а также направление и величину полной результирующей аэродинамической силы. Это свойство крыла 2 можно использовать в целях создания управляющих сил и моментов для управления полетом, например, беспилотного летательного аппарата, в котором может быть использовано одно или несколько таких предлагаемых крыльев 2 (фиг.15). Изменение кривизны и площади переходного участка 5 и диффузорного участка 6 крыла обеспечивается специальной конструкцией и/или использованием специальных эластичных и упругих материалов. В предлагаемом устройстве аэродинамическое крыло 2 снабжено системой управляемых приводов 10 для изменения кривизны и площади поверхности крыла, обеспечивающей выполнение условия положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку, а так же для создания управляющих сил и моментов для различных режимов и условий полета. На концевой части диффузорного участка 6 на задней кромке выполнен отклоняемый управляемый элемент 9, который обеспечивает увеличение или уменьшение поворота сходящего с крыла 2 потока воздуха в вертикальной плоскости. Угол отклонения θ для отклоняемого управляемого элемента 9 (закрылка) лежит в пределах от 0° до 40° (фиг.14). Отклоняемый управляемый элемент 9 дает возможность увеличивать подъемную силу крыла на взлетных режимах. Поскольку обтекание заявленного крыла воздухом является трёхмерным нелинейным процессом и зависит от множества физических факторов, то теоретически предсказать и обосновать оптимизацию конструктивных характеристик не возможно. Поэтому оптимизация некоторых заявленных конструктивных характеристик проводилась с помощью стандартных расчетно- теоретических методов и модельных испытаний, принятых в гидроаэромеханике (Физический энциклопедический словарь / Главный редактор А.М. Прохоров. - Москва: Советская энциклопедия, 1983. с.928; Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. I. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. Учебник для втузов. - М., Высшая школа, 1976. с.384; Краснов Н. Ф. Аэродинамика. Ч. II. Методы аэродинамического расчета. Учебник для студентов втузов.- 3-е издание, переработанное и дополненное- М., Высшая школа, 1980. с.416). При этом установлено, что заявленные диапазоны являются оптимальными. В иных случаях, вне пределов этих оптимальных диапазонов, эффективность использования энергии воздушного потока, расходуемого на создание результирующей подъемной силы крыла, уменьшается как минимум на 10%. Благодаря применению аэродинамического крыла специальной формы и обдуванию верхней поверхности крыла от нагнетателя, заявляемое устройство позволяет создавать различные летательные аппараты, содержащие одно или несколько крыльев специальной формы, а также с комбинированием в конструкции летательного аппарата крыльев классической формы. Например, можно создавать беспилотные летательные аппараты, осуществляющие вертикальный взлет и посадку, а также горизонтальный полет (фиг.15). ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Аэродинамическое устройство, содержащее аэродинамическое крыло и установленный над крылом нагнетатель газообразного рабочего тела, связанный с крылом механическими элементами, отличающееся тем, что аэродинамическое крыло выполнено в виде незамкнутой поверхности двойной кривизны, образованной системой продольных канавок вдоль всей поверхности крыла и имеющей вертикальную продольную плоскость симметрии, крыло имеет по траектории движения газообразного рабочего тела конфузорный участок, диффузорный участок, между конфузорным и диффузорным участками расположен плавный переходный участок, на внешних контурах крыла расположены концевые элементы, крыло снабжено на нижней не обдуваемой поверхности крыла в переходном и диффузорном участках системой управляемых приводов для изменения кривизны и площади поверхности крыла, на концевой части диффузорного участка на задней кромке крыла расположен отклоняемый управляемый элемент.
  • 7.
    29950 7 2. Аэродинамическое устройствопо п.1, отличающееся тем, что конструктивные части устройства характеризуются тем, что система продольных канавок состоит из центральных канавок, выполненных в центральной части крыла, и боковых канавок, выполненных на боковых частях крыла, центральные канавки продолжаются по всей длине крыла, начиная с конфузорного участка, продолжаясь в переходном участке и заканчиваясь в диффузорном участке, боковые канавки начинаются в конфузорном участке и в зависимости от расположения относительно вертикальной плоскости симметрии крыла могут заканчиваться в переходном участке или в диффузорном участке, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом, вершины центральных и боковых канавок закруглены, причем радиусы кривизны образующих для вершин канавок имеют меньшую величину по сравнению с радиусом кривизны образующих нижних частей канавок, количество центральных и боковых канавок связано с потребной площадью крыла, что устанавливается в зависимости от поставленной задачи перед крылом, центральные и боковые канавки выполнены на подстилающей поверхности крыла таким образом, что площадь поперечного сечения каждой канавки вдоль движения потока либо постоянна, либо монотонно увеличивается, конфузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности, снабженной канавками по направлению движения потока, геометрические параметры и соотношения для конфузорного участка крыла характеризуются тем, что угол раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне 150°<γk<220°, отношение секторного угла центральной части конфузорного участка крыла γкс к углу раскрытия всей секторной части конфузорного участка крыла γk лежит в диапазоне 0,5<γkс/γk<0,8, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции конфузорного участка на продольную ось симметрии Lк к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,1<Lк/Lmax<0,4, переходной участок крыла представляет собой секторную симметричную поверхность двойной кривизны седлообразной формы с продольными канавками, переходный участок содержит критическое сечение крыла, которое имеет минимальную площадь сечения и перпендикулярно вертикальной продольной плоскости симметрии крыла, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции переходного участка на продольную ось симметрии Lt к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,1<Lt/Lmax<0,4, диффузорный участок крыла представляет собой секторную часть симметричной конусной поверхности с продольными канавками, диффузорный участок выполняется с условием положительного приращения площади подстилающей поверхности крыла по длине крыла в продольном направлении по потоку, угол раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне 150°<γd<220°, отношение секторного угла центральной части диффузорного участка крыла γdc к углу раскрытия всей секторной части диффузорного участка крыла γd лежит в диапазоне 0,5<γdc/γd <0,8, в продольной плоскости симметрии отношение длины проекции диффузорного участка на продольную ось симметрии Ld к длине хорды крыла при ее максимальном значении Lmax лежит в диапазоне 0,2<Ld/Lmax<0,8, угол отклонения для отклоняемого управляемого элемента θ лежит в диапазоне 0°<θ<40°.
  • 8.
  • 9.
  • 10.
  • 11.
  • 12.
  • 13.
  • 14.
  • 15.