крыло летательных аппаратов

Формула изобретения

Крыло, содержащее каркас, собранный из упругих лонжеронов, связанных между собой поперечными стяжками, и кронштейн с фланцем, отличающееся тем, что на конце крыла установлен гасящий разрушающие вибрации утяжелитель, кронштейн выполнен с набором силовых трубок, жестко закрепленных на фланце, в концы которых телескопически вставлены концы лонжеронов, при этом крыло выполнено с возможностью изменения профиля до профиля лопасти пропеллера.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и касается создания моторных орнитоптеров.

Известно крыло, состоящее из каркаса, собранного из упругих лонжеронов, связанных между собою поперечными стяжками, и кронштейна с фланцем (см. заявку Франции 544120, кл. B 64 C 33/02, опубл. 15.09.22).

Однако известное крыло не обладает возможностью изменять свой профиль до профиля лопасти пропеллера при обеспечении пропеллирующе-элеваторного и элеваторно-пропеллирующего силовых эффектов работы крыла, чем резко снижается эффективность известного крыла. Главным недостатком его является - почти плоский удар о воздух. При таком конструктивном решении крыло может выдержать скорость движения 5 - 10 взмахов в секунду, после чего оно начнет разрушаться. Причем при скорости движения 5 - 10 взмахов в секунду КПД крыла не превышает 10 - 15%, что плохо сказывается на летательных способностях любого летательного аппарата с машущими крыльями.

Если бы машущее крыло могло входить в соединение с воздушными потоками с "подкруткой", изменяя при этом свой профиль до профиля лопасти пропеллера, то такое крыло, имея минимальное лобовое сопротивление о воздух, могло быть разогнано до скорости 40 взмахов в секунду и получить КПД крыла 95 - 98%.

Целью изобретения является повышение эффективности работы крыла.

Поставленная цель достигается тем, что крыло летательных аппаратов состоит из каркаса 1, собранного из упругих лонжеронов 2, связанных между собою поперечными стяжками 3, утяжелителя 4, гасящего разрушающую вибрацию, установленного на конце крыла, и кронштейна 5, содержащего набор силовых трубок 6, в концы которых телескопически вставлены концы лонжеронов 2, и фланца 7, на котором жестко закреплены силовые трубки, и который жестко закреплен в узле крепления крыла, установленного на приводе движения крыла, которое изменяет свой профиль до профиля лопасти пропеллера при обеспечения пропеллирующе-элеваторного и элеваторно-пропеллирующего силовых эффектов работы крыла.

На фиг. 1 изображено крыло в соединении с кронштейном /общий вид/;

на фиг. 2 изображен боковой вид крыла;

на фиг. 3 - разрез крыла по А-А фиг. 2;

на фиг. 4 изображен график работы крыла;

на фиг. 5 изображен график работы конца крыла /"стоячий полет"/;

на фиг. 6, 7, 8, 9 изображены графики работы конца крыла при углах атаки плоскости крыла в 15^o, 30^o, 45^o и 60^o.

В основе предлагаемого крыла, соединенного с кронштейном 5, лежит своеобразный треугольник со сторонами A, Б, C. Причем сторона C, относительно стороны A, "срезана" под углом 30^o.

Такое конструктивное решение крыла вызвано тем, чтобы создать возможность летательному аппарату совершать маневры в воздухе. Чем большим будет угол "среза" стороны C крыла, тем более резко и быстро будет осуществляться маневр летательного аппарата в воздухе. И наоборот, чем меньшим будет угол "среза" стороны C крыла, тем более плавно и медленно будет осуществляться маневр в воздухе летательного аппарата. Это вызвано векторным движением воздуха, с реактивной скоростью покидающего пределы работающей плоскости крыла.

Сам каркас 1 крыла собран из упругих лонжеронов 2. Каждый лонжерон 2 представляет из себя длинный и упругий прут, утолщенный в своем основании и утонченный в своей вершине. Сам прут внутри может быть полым. Материалом для изготовления лонжеронов 2 могут служить и бамбуковые прутья, и "Фибриглас", из которого изготовляют шесты для прыжков в высоту, а также и другие материалы, способные выдержать большие скоростные и аэродинамические нагрузки. Для обеспечения каркасу 1 крыла большой прочности, между каждым лонжероном 2 установлены поперечные стяжки 3, изготовленные из того же материала, что и сами лонжероны 2.

На стороне A каркаса 1 крыла, ближе к его концу, установлен утяжелитель 4 конца крыла. С его помощью гасятся вредные вибрационные силы, возникающие во время работы крыла и способные разрушить крыло. Вторым назначением утяжелителя 4 является то, что с его помощью облегчается возможность изменения профиля крыла до профиля лопасти пропеллера при обеспечении крылом пропеллирующе-элеваторного и элеваторно-пропеллирующего силовых эффектов работы крыла.

Кронштейн 5, с которым жестко соединен каркас 1 крыла, состоит из набора силовых трубок 6 разного диаметра и фланца 7, на котором жестко закреплены эти силовые трубки. В концы трубок 6 телескопически и жестко вставлены концы лонжеронов 2.

После окончания сборки каркаса 1 крыла и его жесткого соединения с кронштейном 5 вся каркасная система крыла, включая и кронштейн 5, сверху и снизу обтягивается полотном, предварительно обработанным клеющим материалом. Если каркасная система обтягивается прочным пленочным покрытием, то верхнее полотно пленочного покрытия сваривается с нижним полотном пленочного покрытия. В результате этого получается пленочное покрытие крыла.

Крепление готового к работе крыла осуществляется с помощью фланца 7 кронштейна 5. Последний устанавливается на конце силового вала привода движения крыла /см. заявку N 98119246/28 /021250/, где с помощью фланцев и стяжной гайки жестко крепится на приводе.

Работу крыла летательных аппаратов не следует сравнивать с работой крыла самолета, орнитоптера или винтом вертолета. Каждое крыло, установленное на летательных аппаратах, является своеобразным пропеллером, создающим тягового-подъемную силу, которая удерживает аппарат в воздухе, создает его движение вперед и обеспечивает своеобразный "стоячий полет".

В момент, когда сторона A опускается вниз, а сторона Б крыла поднимается вверх до угла 60^o с одновременным отводом крыла назад и вверх до угла 45^o, захват порции воздуха под плоскость крыла начинается у его основания. А так как основанием крыла является кронштейн 5, то основная аэродинимическая нагрузка на крыло приходится на кронштейн 5. Это происходит потому, что скорость разворота основания крыла вокруг своей оси всегда несколько выше, чем скорость разворота конца крыла. Поэтому конец крыла, при развороте плоскости крыла, всегда движется с некоторым опозданием, чем вызывается деформация, которая закручивает плоскость крыла до формы лопасти пропеллера. И помогает осуществлению этой деформации утяжелитель 4, установленный на конце крыла. Утяжелитель 4 несколько сдерживает разворот конца крыла до такого момента, пока сам утяжелитель 4 не наберет инерционной силы своего движения. В такой форме крыло отводится назад и вверх. И только в конце своего движения вся плоскость крыла завершает разворот вокруг своей оси, завершая, тем самым, полный забор воздуха всей своей плоскостью. И тут утяжелитель 4 сыграл свою роль. Он, набрав инерционную силу, помог довернуть плоскость крыла до угла 60^o и завершить забор воздуха под крыло.

Пользуясь деформацией крыла, порция воздуха, захваченная основанием крыла, направляется вдоль плоскости крыла, создавая под ним воздушную подушку, которая по давлению воздуха под крылом во много раз превышает давление воздуха над крылом.

При движении крыла назад и вверх сторона A плоскости крыла движется под углом атаки в 30^o, чем обеспечивается дополнительный приток воздуха под крыло. Встречный поток воздуха, попадая под плоскость крыла, смешивается с забранной порцией воздуха, уплотняет его и с реактивной скоростью выбрасывается за пределы крыла, создавая, тем самым, как дополнительную подъемную силу крыла, так и дополнительную скорость движения летательного аппарата в воздухе. Эффект работы крыла становится пропеллирующе-элеваторным.

При движении крыла вперед и вверх или его возвращении в первоначальное положение с плоскостью крыла происходит обратный процесс: Под нагрузкой, которую создает привод движения крыла, плоскость крыла разворачивается вокруг своей оси в обратную сторону до угла 60^o с одновременным движением вперед и вверх. Основание крыла команду выполняет быстро, а конец крыла эту команду выполняет с некоторым опозданием. И тут утяжелитель 4 играет свою роль. Набрав инерционную силу при заборе воздуха крылом, он сразу не может погасить эту силу. Поэтому при развороте плоскости крыла в обратную сторону и происходит некоторая задержка разворота конца крыла. В результате такого опаздывания плоскость крыла снова деформируется до формы лопасти пропеллера и в таком виде крыло движется вперед и вверх, где сторона Б крыла движется под углом атаки в 30^o, захватывая сначала основанием, а потом и всей плоскостью крыла встречный поток воздуха. В момент движения крыла вперед и вверх до угла в 45^o встречный поток воздуха проходит вдоль плоскости крыла и с реактивной скоростью покидает его пределы.

Эффект работы крыла становится элеваторно-пропеллирующим.

Примечание. Чтобы окончательно разобраться и понять принцип работы крыла, нужно внимательно рассмотреть графические схемы N 5, 6, 7, 8 и 9, на которых показана работа конца крыла и распределение воздушных потоков под его плоскостью. Для этого нам необходимо заменить научные термины, которые взяты из учебного пособия Г.Я. Бей-Биенко, Общая энтомология, Издание второе, переработанное, Издательство "Высшая школа", г. Москва, 1971 год, стр. 34 - 42, "пропеллирующе-элеваторный и "элеваторно-пропеллирующий" эффекты работы крыла на технические термины "тягово-подъемная" и "подъемно-тяговая" силы работы крыла. Это нам поможет легче разобраться в нижеизложенном материале.

На графике /см. фиг. 5/ показана работа конца крыла при своеобразном "стоячем полете" летательного аппарата.

Своеобразный "стоячий полет" - это аэродинамический эффект работы крыла, при котором летательный аппарат зависает в воздухе на одном месте. Основан этот эффект на том, что плоскость крыла движется по горизонтальной линии, а конец крыла описывает в воздухе своеобразную цифру восемь, расположенную в горизонтальной плоскости. Это создает возможность крылу направлять потоки воздуха строго вдоль своей плоскости к точкам Б, C, E, создавая под ним воздушную подушку.

Своеобразная "восьмерка" установлена в горизонтальном положении так, что угол атаки установленной плоскости крыла равен нулю. Эта условная линия с индексом "нуль" располагается так, что разделяет угол амплитуды маха крыла в 60^o на две равные части.

Между точками A, C, D работающего крыла располагается воздушная зона низкого давления, тогда как между точками Б, C, E располагается воздушная зона высокого давления. При таком расположении плоскости крыла воздушные потоки в зону высокого давления попадают через постоянный угол атаки крыла в 30^o. Этот постоянный угол атаки крылу обеспечивает привод движения крыла.

Своеобразная "восьмерка", которую образует конец крыла, "складывается" из двух циклов работы плоскости крыла;

Цикл первый. Под нагрузкой привода движения крыла плоскость крыла разворачивается вокруг своей оси до угла разворота 60^o с одновременным его разворотом назад и вверх до угла движения крыла в 45^o. В этот рабочий момент /см. фиг. 5/ сторона A C "восьмерки" опускается вниз и накладывается на сторону Б C. А так как плоскость крыла при развороте вокруг своей оси одновременно отводится назад и вверх, то сторона Б C "восьмерки" перемещается на место стороны C D "восьмерки".

Примечание. Подъем конца крыла вверх при движении плоскости крыла и назад, и вперед происходит потому, что каркас крыла собран из упругих лонжеронов, которые под давлением воздуха под крылом прогибаются вверх, вследствие чего и конец крыла поднимается вверх.

Этим движением плоскость крыла закончила цикл забора воздуха под крыло, чем обеспечило летательному аппарату и движение вперед, и подъемную силу. Тем самым крыло создало тягово-подъемную силу.

Цикл второй. Он повторяет первый цикл работы крыла только в обратную сторону. Под нагрузкой привода движения крыла сторона C D "восьмерки" опускается вниз и накладывается на сторону C E, которая одновременно с этим перемещается вперед и вверх, накладываясь на сторону A C. Тем самым крыло создает и подъемную, и тяговую силу одновременно.

Примечание: Предварительные расчеты показывают, что, при слиянии тягово-подъемной и подъемно-тяговой сил в один общий силовой аэродинамический эффект работы крыла давление воздуха под крылом /площадью 2,5 м², скоростью движения крыла 30 гц/с и мощностью двигателя до 3 л.с./ составляет в пределах 18672,6 кГм/с. Этот давления воздуха под крылом вполне достаточно, чтобы удержать /в паре с таким же крылом, создающим такое же давление воздуха/ летательный аппарат с полетным весом до 6 т.

Эти расчеты даны для летательного аппарата, совершающего только своебразный "стоячий полет". При движении летательного аппарата вперед или совершении им маневра в воздухе на крыло воздействует дополнительная подъемная сила, о которой будет сказано ниже.

Во время работы крыла, особенно при совершении летательным аппаратом своеобразного "стоячего полета", образуются две тяговые силы, создаваемые работающим крылом. Одна тяговая сила создается стороной A крыла, а другая стороной Б крыла. По длине и площади сторона A крыла в два раза больше стороны Б крыла. Следовательно, при осуществлении летательным аппаратом своеобразного стоячего полета, сторона A крыла постоянно стремится создать аппарату движения вперед. Чтобы этого не происходило сторона Б крыла и создает свое тяговое усилие, пытаясь уравновесить тяговое усилие, создаваемое стороной A крыла. Если этого не происходит, то устанавливая угол атаки стороны A крыла в минусе 5 - 7^o от точки "нуль", можно легко добиться того, что летательный аппарат будет устойчиво зависать в воздухе на одном месте. Такой эффект работы крыла достигается тем, что, устанавливая угол атаки стороны A крыла в минусе 5 - 7^o, происходит снижение тягового усилия стороной A крыла.

Эффект тяги стороны Б крыла хотя и является величиной постоянной, однако она не мешает летательному аппарату совершать движение вперед и осуществлять маневры в воздухе. Дело здесь в том, что, при установке угла атаки стороной A крыла с плюсом от точки отсчета "нуль", сторона Б крыла автоматически устанавливается под углом атаки с минусом от точки "нуль". За счет такой установки угла атаки на стороне Б крыла приток воздуха под крыло несколько сокращается, чем вызывается снижение эффективности тягового усилия стороной Б крыла.

Во время движения летательного аппарата вперед эффект тяговой силы стороной Б крыла только помогает удерживать аппарат в воздухе, но на скорость его полета отрицательного воздействия не оказывает.

В создании воздушной подушки под крылом, которая создается тягово-подъемной и подъемно-тяговой силами работающего крыла, активное участие принимает индуцируемый поток воздуха, который образуется только за счет движения крыла в воздухе. Индуцируемый поток воздуха создает как сторона A крыла, так и сторона Б крыла. Во время работы крыла как перед основанием стороны A крыла, так и перед основанием стороны Б крыла образуется зона глубокого вакуума, которая с большой скоростью заполняется воздухом. И чем выше будет скорость движения крыла, тем более глубоким будет вакуум в зоне основания крыла. Отсюда следует вывод, что в создании воздушной подушки под крылом принимают участие не два эффекта работы крыла, а три, которые обеспечивают КПД крылу в пределах 95 - 98%. И только менее двух процентов энергии крыло затрачивает на преодоление своего лобового сопротивления о воздух.

Примечание. Этот эффект, использование энергии пустоты или вакуума в зоне основания крыла, хорошо используют отдельные виды летающих насекомых и птицы Колибри, которые способны совершать высший класс полета.

Кроме удержания летательного аппарата в воздухе и обеспечения крылу дополнительной подъемной силы индуцируемый поток воздуха обеспечивает аппарату дополнительную скорость движения вперед за счет увеличения скорости движения воздуха под крылом. Чтобы индуцируемый поток воздуха хорошо обеспечивал аппарату движение вперед, необходимо установить угол атаки стороны A крыла /условно/ с плюсом 15^o от точки отсчета "нуль" /см. фиг. 6/.

Для индуцируемого потока воздуха плоскость крыла является своеобразной "заслонкой", которая регулирует приток воздуха под крыло. И чем под большим углом будет открыта данная "заслонка", тем большее количество воздуха поступит под крыло.

При установке угла атаки стороны A крыла с плюсом 15^o хотя и происходит сокращение зоны высокого давления, но одновременно происходит и увеличение притока индуцируемого потока воздуха под крыло. При таком сочетании происходит компенсация "утраты" площади зоны высокого давления дополнительным притоком воздуха, вследствие чего летательный аппарат устойчиво держится в воздухе.

Примечание. Предварительные расчеты показывают, что при площади крыла 2,5 м², скорости движения крыла 30 гц/с и мощности двигателя до 30 л.с. дополнительный индуцируемый поток воздуха, поступающий под крыло, обеспечивает 220 кГм/с тягово-подъемной силы крыла на каждые 5^o установки угла атаки крыла.

То же самое происходит в работе крыла, когда сторона A крыла устанавливается под углом атаки с плюсом от точки отсчета "нуль" от 5 до 45^o /см. фиг. 7 и 8/. И только тогда, когда угол атаки крыла начинает превышать 45^o /см. фиг. 9/, происходит торможение летательного аппарата в воздухе и его полная остановка. Если в этот момент не установить угол атаки крыла на отметку "нуль" или любую другую отметку, которая не превышает установку угла атаки крыла выше 45^o, то летательный аппарат будет иметь катастрофу, связанную с человеческими жертвами.

Это связано с тем, что площадь зоны высокого давления под крылом будет сокращена до такой степени, что воздушные потоки под крылом не смогут удержать летательный аппарат в воздухе. е56е