летательный аппарат типа "летающей тарелки"

Формула изобретения

Летательный аппарат, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой, и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, отличающийся тем, что он снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки.

Известен летательный аппарат типа «летающей тарелки» по патенту США №6270036В1, МПК7 В 64 С 15/00, 29/00, публ.07.08.2001, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, проточную камеру с входным и выходным отверстиями, сообщенными атмосферой, нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.

В отличие от заявляемого, в приведенном летательном аппарате вращающееся кольцо большой площади расположено на внешней поверхности летательного аппарата в верхней его части. Подъемная сила в приведенном летательном аппарате создается за счет разницы давлений воздушного потока над аппаратом и под аппаратом, путем смывания вращающегося кольца струями сжатого воздуха.

Недостатком приведенного аппарата является низкая устойчивость аппарата при горизонтальном перемещении, вследствие взаимодействия набегающего воздушного потока со струями сжатого воздуха, омывающими вращающееся кольцо. Так как струи сжатого воздуха, омывающие вращающее кольцо, увлекаются этим кольцом в направлении его вращения, то в той области вращающегося кольца, где направление его вращения совпадает с направлением набегающего потока воздуха, суммарная скорость потока будет выше, чем в противоположной области вращающегося кольца, где направление его вращения противоположно направлению набегающего потока воздуха. Это приводит к неравномерному распределению давления среды по поверхности вращающегося кольца, что в свою очередь вызывает появление значительных кренящих моментов, парирование которых при данной конструкции аппарата возможно лишь путем введения в конструкцию приведенного летательного аппарата, сложных специальных устройств.

Наиболее близким аналогом по совокупности признаков к заявляемому является летательный аппарат типа «летающей тарелки» по а.с. СССР №1496630, МКИ 4 В 64 С 29/00, 39/06, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.

В приведенном летательном аппарате подъемная сила создается реактивной струей воздуха, которая создается рабочим колесом нагнетателя. Горизонтальное перемещение аппарата после вертикального взлета и набора высоты обеспечивается отклонением вектора тяги, что обуславливает низкую его маневренность и устойчивость.

Относительно низкая грузоподъемность обусловлена низким КПД рабочей текучей среды. Увеличение грузоподъемности приводит к нерациональному увеличению мощности двигателей и соответственно их габаритов, т.к. грузоподъемность в приведенном аппарате прямо пропорциональна мощности двигателей.

Эффект Магнуса в приведенном летательном аппарате возникает при взаимодействии горизонтального вращающегося кольца с набегающим потоком воздуха и способствует снижению фронтального давления на аппарат за счет того, что внешняя поверхность вращающегося кольца сообщает набегающему спереди потоку воздуха дополнительную скорость вращательного движения.

Причиной, препятствующей достижению технического результата, является то, что конструктивное решение в приведенном аппарате не позволяет в полной мере использовать возможность эффекта Магнуса для создания подъемной силы.

В основу изобретения поставлена задача усовершенствовать летательный аппарат типа «летающей тарелки» путем введения новых конструктивных элементов, изменения особенностей конструктивного выполнения и новой взаимосвязи между ними, обеспечить перераспределение потока текучей среды и за счет этого повысить КПД рабочей текучей среды, устойчивость аппарата, обеспечить его безопасность и маневренность и увеличить грузоподъемность.

Задача решена тем, что летательный аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой; смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, согласно изобретению, снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, а поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала.

Одно из выходных отверстий в выходном прямолинейном канале выполнено с нижней стороны летательного аппарата, геометрический центр которого совмещен с вертикальной осью летательного аппарата.

В качестве привода вращающихся колец используют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя.

Привод размещен в полости, выполненной в кольцевой опоре.

Благодаря тому, что в летательном аппарате для создания подъемной силы используются вращающиеся во взаимно противоположных направлениях кольца, расположенные внутри кольцевой проточной камеры и взаимодействующие с потоком воздуха, движущимся внутри этой камеры, причем направление вращения верхнего кольца совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере, достигается реализация эффекта Магнуса с наибольшей эффективностью. Совокупность признаков, изложенная в формуле изобретения, касающаяся конструктивного решения кольцевой проточной камеры с вращающимися кольцами, с входным и выходным прямолинейными каналами, расположенными вдоль продольной оси аппарата, и с соответствующим расположением отводящих каналов, поворотных щитков и заслонок системы управления, позволяет обеспечить перераспределение потока текучей среды и за счет этого повысить КПД рабочей текучей среды, устойчивость аппарата, его безопасность и маневренность и увеличить грузоподъемность.

Перечень фигур

фиг.1 - общий вид летательного аппарата типа «летающей тарелки» (вид сбоку);

фиг.2 - общий вид летательного аппарата типа «летающей тарелки» (вид сверху);

фиг.3 - общий вид летательного аппарата типа «летающей тарелки» в сечении по А-А;

фиг.4 - общий вид летательного аппарата типа «летающей тарелки» сечении по Б-Б;

фиг.5 - кольцевая проточная камера летательного аппарата типа «летающей тарелки» в сечении по В-В;

фиг.6 - упорный ролик под вращающиеся кольца (вид Г).

Летательный аппарат типа «летающей тарелки» содержит круглой формы корпус 1, кабину 2 с органами управления, накрытую сверху полусферическим прозрачным фонарем 3, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру 4 с входным прямолинейным каналом 5, имеющим входное отверстие 6, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом 7, имеющим выходные отверстия 8 и 9, сообщенные с атмосферой, нагнетатель 10, состоящий из привода (на чертеже не показано) и рабочих колес 11, смонтированный на опорах 12 внутри прямолинейного выходного канала 7. Опоры 12 выполнены в виде полых пилонов и имеют управляемые клапаны 13, размещенные на передней кромке пилонов 12, которые служат для сообщения внутренних полостей пилонов 12 с полостью прямолинейного выходного канала 7. Управляемые клапаны 13 относятся к системе управления летательным аппаратом. Кольцевая проточная камера 4 имеет перегородку 14. Пилоны 15 размещены внутри кольцевой проточной камеры 4 и служат для закрепления неподвижного опорного кольца 16. В верхней части опорного кольца 16 расположено основное вращающееся кольцо 17. В нижней части опорного кольца 16 расположено дополнительное вращающееся кольцо 18. Внутри опорного кольца 16 выполнена полость, в которой размещается привод вращающихся колец 17 и 18, состоящий из нескольких электродвигателей 19, расположенных на одинаковом расстоянии друг от друга и работающих синхронно. Источником питания для электродвигателей 19 служит генератор (на чертеже не показано), кинематически связанный с нагнетателем 10. На валах электродвигателей 19 находятся упорно-приводные ролики 20, находящиеся в кинематической связи с внутренними поверхностями вращающихся колец 17 и 18 и обеспечивающие вращение этих колец в противоположных направлениях. Для фиксации вращающихся колец 17 и 18 на опорном кольце 16 служат упорные верхние ролики 21 и упорные нижние ролики 22, которые расположены в опорном кольце 16 и находятся в кинематической связи с поверхностями верхнего вращающегося кольца 17 и нижнего вращающегося кольца 18. Между внутренними поверхностями вращающихся колец 17 и 18 и наружной поверхностью опорного кольца 16 установлены лабиринтные уплотнения 23. На наружной поверхности опорного кольца 16 расположены аэродинамические гребни 24, препятствующие перетеканию воздуха из зоны с более высоким давлением в зону с более низким давлением, тем самым гребни 24 препятствуют образованию концевых вихрей в полости кольцевой проточной камеры 4. В кожухе кольцевой проточной камеры 4 предусмотрены окна перепуска 25, через которые полость кольцевой проточной камеры 4 сообщается с внутренней полостью в корпусе 1 летательного аппарата, которая, в свою очередь, сообщается с атмосферой через различные технологические отверстия.

В перегородке 14 кольцевой проточной камеры 4 выполнено отверстие под опорное кольцо 16 и вращающиеся кольца 17 и 18. В передней части кольцевой проточной камеры опорное кольцо 16 и вращающиеся кольца 17 и 18 закрыты защитным кожухом 25, предохраняющим вращающиеся кольца 17 и 18 от взаимодействия со скошенным воздушным потоком, выходящим из прямолинейного входного канала 5. Внутри входного прямолинейного канала 5, непосредственно за входным отверстием 6 расположен направляющий аппарат 26.

Система управления летательным аппаратом состоит из поворотных заслонок 27, расположенных над входом в выходное отверстие 8 с возможностью его перекрытия. Геометрический центр выходного отверстия 8 совмещен с вертикальной осью летательного аппарата. Поворотные щитки 28 и 29 системы управления выполнены в виде симметричных профилей и расположены за нагнетателем 10 в проточной части прямолинейного выходного канала 7 над выходным отверстием 8. Отводящие каналы 30, 33, 36 системы управления открыты со стороны их свободных торцов и сообщены с полостью прямолинейного выходного канала 7 через полость пилонов 12 нагнетателя 10 посредством управляемых клапанов 13. Отводящие каналы 30 обеспечивают отвод части сжатого воздушного потока из зоны за рабочим колесом нагнетателя для управления летательным аппаратом по крену. Выходные отверстия 31 отводящих каналов 30 расположены на диаметрально-противоположных концах корпуса 1 летательного аппарата на его поперечной оси. В выходных отверстиях 31 отводящих каналов 30 находятся горизонтально расположенные отклоняемые рулевые поверхности 32. Отводящие каналы 33 обеспечивают отвод части сжатого воздушного потока из зоны за рабочим колесом нагнетателя для управления летательным аппаратом по курсу. Выходные отверстия 34 отводящих каналов 33 расположены в задней части корпуса 1 на серединах дуг окружности между продольной и поперечной осями летательного аппарата. В выходных отверстиях 34 находятся вертикально расположенные рулевые поверхности 35. Отводящие каналы 36 обеспечивают отвод части воздушного потока для управления летательным аппаратом по тангажу. Выходные отверстия 37 отводящих каналов 36 расположены в задней части корпуса 1 летательного аппарата симметрично относительно его продольной оси. В выходных отверстиях 37 находятся горизонтально расположенные отклоняемые рулевые поверхности 38.

В нижней части корпуса 1 летательного аппарата расположено посадочное устройство 39.

Привод (на чертеже не показано) управляемых клапанов 13, поворотных заслонок 27, поворотных щитков 28, 29, рулевых поверхностей 32, 35 и 38 находится в электрической связи с органами управления летательным аппаратом.

Летательный аппарат работает следующим образом.

Перед запуском силового нагнетателя 10 летательного аппарата поворотные заслонки 27 находятся в вертикальном положении, вход в выходное отверстие 8 открыт, а поворотные щитки 28 и 29 расположены под углом около 45° к продольной оси летательного аппарата. Производится запуск силового нагнетателя 10, генерирующего воздушный поток во входное отверстие 6. Далее этот поток, проходя через направляющий аппарат 26 в прямолинейном входном канале 5, изменяет свое направление и попадает в кольцевую проточную камеру 4. Пройдя по кольцевой проточной камере 4, воздушный поток отклоняется перегородкой 14 и попадает в выходной прямолинейный канал 7, где посредством щитков 28 и 29, установленных под углом к данному потоку, изменяет направление своего движения, и через открытые поворотные заслонки 27 попадает в выходное отверстие 8 и выбрасывается в атмосферу. Производится запуск привода вращающихся колец 17 и 18, причем направление вращения верхнего вращающегося кольца 17 совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере 4, а направление вращения нижнего вращающегося кольца 18 противоположно направлению движения данного воздушного потока. При взаимодействии воздушного потока с верхним, сонаправленным ему вращающимся кольцом 17 скорость данного потока над поверхностью вращающегося кольца увеличивается. При взаимодействии воздушного потока с нижним, противоположно направленным ему вращающимся кольцом 18 скорость данного потока под поверхностью вращающегося кольца уменьшается. Вследствие этого над поверхностью верхнего вращающего кольца 17 образуется зона с пониженным давлением, а под поверхностью нижнего вращающегося кольца 18 образуется зона с повышенным давлением. В результате разности давлений в воздушном потоке под поверхностью вращающегося кольца 18 и над поверхностью вращающегося кольца создается подъемная сила, что обуславливает реализацию эффекта Магнуса.

Перед взлетом силовой нагнетатель 10 переводят во взлетный режим. Доводят скорость вращения вращающихся колец 17 и 18 до величины, соответствующей взлетному режиму. Подъемная сила летательного аппарата будет складываться из подъемной силы, возникающей при взаимодействии воздушного потока, генерируемого нагнетателем 10, с вращающимися кольцами 17 и 18, и силы тяги, создаваемой воздушным потоком, выходящим через отверстие 8. Как только величина подъемной силы превысит взлетный вес летательного аппарата, начинается его плавный подъем вверх.

При переводе летательного аппарата из режима вертикального взлета в режим горизонтального полета поворотные щитки 28 и 29 устанавливают по потоку воздуха в выходном прямолинейном канале 7, а поворотные заслонки 27 устанавливаются в горизонтальное положение и перекрывают вход в выходное отверстие 8. Таким образом, воздушный поток от силового нагнетателя 10 проходит через выходной прямолинейный канал и выбрасывается в атмосферу через выходное отверстие 9, создавая горизонтальную тягу. Переходный режим отсутствует, так как подъемная сила, создаваемая посредством взаимодействия вращающихся колец 17 и 18 с воздушным потоком в кольцевой проточной камере 4, направлена вверх параллельно вертикальной оси летательного аппарата на всех режимах его полета.

При развороте летательного аппарата влево относительно вертикальной оси управляемые клапаны 13 пилонов 12, полости которых сообщены с полостью отводящих каналов 33, устанавливаются в положение «открыто», а рулевые поверхности 35 отклоняются влево. Это приводит к тому, что воздушный поток через открытые клапаны 13 пилонов 12 попадает во внутренние полости отводящих каналов 33, на выходе из которых этот поток отклоняется рулевыми поверхностями 35 в левую сторону. Вследствие этого возникает управляющий момент относительно вертикальной оси летательного аппарата, направленный вправо и разворачивающий летательный аппарат в левую сторону против часовой стрелки.

Разворот летательного аппарата вправо относительно вертикальной оси осуществляется аналогичным образом. При этом управляемые клапаны 13 в пилонах 12, полости которых сообщены с полостью отводящих каналов 33, устанавливаются в положение «открыто», а рулевые поверхности отклоняются вправо. Это приводит к тому, что воздушный поток через открытые клапаны 13 пилонов 12 попадает во внутренние полости отводящих каналов 33, на выходе из которых этот поток отклоняется рулевыми поверхностями 35 в правую сторону. Вследствие этого появляется управляющий момент относительно вертикальной оси летательного аппарата, направленный влево и разворачивающий летательный аппарат в правую сторону по ходу часовой стрелки.

Управление летательным аппаратом по тангажу осуществляется следующим образом. Для ввода летательного аппарата в режим пикирования управляемые клапаны 13 на пилонах 12, связанных с отводящими каналами 36, устанавливаются в положение «открыто». Горизонтальные рулевые поверхности 38 отклоняются вниз. В результате чего часть сжатого воздушного потока попадает в открытые полости пилонов 12, сообщенных с отводящими каналами 36, на выходе из которых воздушный поток отклоняете рулевыми поверхностями 38 вниз. В результате чего в задней части летательного аппарата появляется управляющий момент, направленный кверху, который обеспечивает ввод летательного аппарата в режим пикирования.

При парировании пикирующего момента управляемые клапаны 13 пилонов 12, сообщенных с отводящими каналами 36, удерживаются в положении «открыто», а рулевые поверхности 38 отклоняются вверх. Это приводит к отклонению воздушного потока, выходящего из отводящих каналов 36, вверх и появлению в задней части летательного аппарата управляющего момента, направленного вниз и возвращающего летательный аппарат в положение горизонтального полета. После чего управляемые клапаны 13 устанавливаются в положение «закрыто», а рулевые поверхности 38 устанавливаются в горизонтальное положение.

Для быстрого разгона летательного аппарата в горизонтальной плоскости можно использовать режим пикирования с небольшим углом и удерживать летательный аппарат в этом положении. Это приведет к тому, что у вектора подъемной силы, создаваемой летательным аппаратом, появится горизонтальная составляющая, направленная в сторону полета летательного аппарата. Величина вертикальной составляющей подъемной силы при этом несколько уменьшится, поэтому для поддержания режима горизонтального полета величина общей подъемной силы летательного аппарата должна быть увеличена путем изменения режима работы силового нагнетателя 10 в сторону увеличения его мощности и увеличения скорости вращения колец 17 и 18.

Управление летательным аппаратом по крену осуществляется следующим образом. При крене летательного аппарата влево управляемые клапаны 13 пилонов 12, сообщенные с отводящими каналами, устанавливаются в положение «открыто». Рулевые поверхности 32, находящиеся в выходном отверстии отводящего канала 30, расположенного с левой стороны от продольной оси летательного аппарата, отклоняются вверх. Рулевые поверхности 32, находящиеся в выходном отверстии отводящего канала 30, расположенного с правой стороны от продольной оси летательного аппарата, отклоняются вниз. Воздушный поток через открытые управляемые клапаны 13 пилонов 12 поступает в отводящие каналы 30. На выходе из левого отводящего канала 30 воздушный поток отклоняется рулевыми поверхностями 32 вверх, а на выходе из правого отводящего канала 30 воздушный поток отклоняется рулевыми поверхностями 32 вниз. Это приводит к появлению пары кренящих моментов, левый из которых направлен вниз, а правый - вверх, что в свою очередь приводит к крену летательного аппарата влево.

Крен летательного аппарата в правую сторону осуществляется аналогично крену летательного аппарата в левую сторону, с той лишь разницей, что рулевые поверхности 32 левого отводящего канала 30 отклоняются вниз, а рулевые поверхности 32 правого отводящего канала 30 отклоняются вверх. Это приводит к появлению пары кренящих моментов, левый из которых направлен вверх, а правый - вниз, что в свою очередь приводит к крену летательного аппарата вправо.

Перед посадкой вектор подъемной силы направлен вверх и величина его равна вектору силы тяжести летательного аппарата в данный момент времени. Поворотные заслонки 27 устанавливаются в вертикальное положение, открывая выходное отверстие 8, а поворотные щитки 28 и 29 устанавливаются под углом к воздушному потоку в прямолинейном выходном канале 7. Вследствие этого воздушный поток изменяет свое направление, выбрасывается в атмосферу через выходное отверстие 8. Скорость вращающихся колец 17 и 18 уменьшают до тех пор, пока величина подъемной силы не достигнет оптимального значения, при котором обеспечивается безопасное вертикальное снижение летательного аппарата с минимальной скоростью. Снижение производится вплоть до момента касания посадочным устройством 39 летательного аппарата поверхности посадочной площадки.