летательный аппарат, поддерживающий крыло на обоих концах

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, поддерживающий крыло на обоих концах, содержащий основной корпус, имеющий передний конец, правый корпус, расположенный с одной стороны основного корпуса и имеющий передний конец, левый корпус, расположенный с другой стороны основного корпуса и имеющий передний конец, при этом передние концы правого и левого корпусов расположены сзади переднего конца основного корпуса, крыло, поддерживаемое основным корпусом, правым корпусом и левым корпусом и имеющее передний конец, который находится позади передних концов правого и левого корпусов, причем канал воздуха определен в продольном направлении летательного аппарата поверхностью нижней части крыла и внутренними боковыми поверхностями правого и левого корпусов, горизонтальный стабилизатор, который обращен к крылу около промежутка, образованного между передней кромкой горизонтального стабилизатора и задней кромкой крыла, причем горизонтальный стабилизатор перевернут относительно крыла в вертикальном поперечном сечении, создающее тягу устройство в промежутке, вертикальный киль в середине горизонтального стабилизатора, руль направления на заднем конце вертикального киля и руль высоты на заднем конце горизонтального стабилизатора.

2. Летательный аппарат по п.1, в котором крыло имеет плоскую верхнюю поверхность и выступ, который постепенно становится тоньше в направлении назад, на нижней поверхности, тогда как горизонтальный стабилизатор имеет плоскую нижнюю поверхность и выступ на верхней поверхности.

3. Летательный аппарат по п.1, в котором выступ крыла является участком максимальной толщины, причем максимальная толщина составляет 3/10 до 4/10 длины хорды крыла, причем участок максимальной толщины сформирован в положении 2/10 до 3/10 длины хорды от передней кромки крыла.

4. Летательный аппарат по п.1, в котором крыло имеет углубление на переднем конце.

5. Летательный аппарат по п.2, в котором каждый из правого корпуса и левого корпуса имеет выступ, выступающий наружу в том же положении, что и выступ крыла.

6. Летательный аппарат по п.1, в котором передний конец каждого из правого корпуса и левого корпуса сформирован как полусфера.

7. Летательный аппарат по п.1, в котором передний конец основного корпуса сформирован как полусфера.

8. Летательный аппарат по п.1, в котором руль высоты шарнирно установлен на заднем конце горизонтального стабилизатора, причем руль высоты перевернут относительно горизонтального стабилизатора в вертикальном поперечном сечении.

9. Летательный аппарат по п.1, в котором создающее тягу устройство содержит пропеллер.

Описание изобретения к патенту

Область изобретения

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с опорным крылом на обоих концах, в частности к летательному аппарату, поддерживающему крыло на обоих концах, не имеющему консольно закрепленного крыла, при этом летательный аппарат летит за счет соответствующего потока или положительного давления, текущего вдоль нижней поверхности летательного аппарата.

Предпосылки к созданию изобретения

Летательный аппарат обеспечивает подъемную силу за счет отрицательного давления по верхней поверхности из-за разницы скоростей воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю поверхности.

В JP 2004-106784 А описан летательный аппарат типа воздушного змея, который летит за счет потока воздуха или положительного давления.

В летательном аппарате типа воздушного змея угол атаки достигает более приблизительно 60° в полете на малой скорости или во время посадки, что подобно воздушному змею. В таком летательном аппарате тяга и подъемная сила создаются реактивным двигателем, выбрасывающим газ наклонно вниз, как и в обычном самолете. Подъемная сила не создается воздушным потоком.

При полете на низкой скорости или при посадке угол атаки всего летательного аппарата должен быть очень большим, и очень трудно выполнять пробег по земле с очень большим углом атаки.

Краткое описание изобретения

Целью настоящего изобретения является создание летательного аппарата, поддерживающего крыло на обоих концах, не содержащего консольно закрепленного крыла, имеющего свободный конец, при этом летательный аппарат летит за счет относительного воздушного потока, обеспечивающего устойчивый полет при посадке/взлете или на малой скорости.

Изобретатель обнаружил, что вес летательного аппарата поддерживается составляющей силой реактивной силы, получаемой за счет воздушного потока, создаваемого на верхней и нижней поверхности летательного аппарата при движении вперед под действием создающего тягу устройства, при этом летательный аппарат поднимается составляющей силой тяги посредством создающего тягу устройства и летит с сохранением его положения оптимальным.

Краткое описание чертежей

Фиг.1 - вид сверху летательного аппарата по настоящему изобретению.

Фиг.2 - вид снизу летательного аппарата.

Фиг.3 - вид поперечного сечения по линии III-III на фиг.1.

Фиг.4 - вид спереди летательного аппарата.

Подробное описание предпочтительных вариантов

Вариант выполнения настоящего изобретения будет описан со ссылками на приложенные чертежи.

Как показано на фиг.1 и 2, в отличие от обычного летательного аппарата летальный аппарат, поддерживающий крыло с обоих концов, в этом варианте отличается тем, что в отличие от обычного летательного аппарата не имеет длинного крыла, проходящего поперечно.

Летательный аппарат содержит основной корпус 2 в середине, крыло 3, выступающее поперечно от нижней части основного корпуса 2, правый корпус 4А и левый корпус 4В, прикрепленные с каждой стороны основного корпуса 2, горизонтальный стабилизатор 5 на задних концах правого и левого корпусов 4А, 4В и пропеллер 6 на верхнем и заднем конце основного корпуса 2. На горизонтальном стабилизаторе 5 обеспечены вертикальный киль 7 и руль 8 высоты, тогда как руль направления 9 обеспечен на вертикальном киле 7.

Между передней кромкой горизонтального стабилизатора 5 и задней кромкой крыла 3 сформирован промежуток 10, в котором расположен пропеллер 6.

Вертикальный киль 7 расположен в середине горизонтального стабилизатора 5, и руль направления установлен в задней части вертикального киля 7. Руль 8 высоты установлен на заднем конце горизонтального стабилизатора 5.

Как показано на фиг.1, правый корпус 4А и левый корпус 4В имеют полусферический передний конец, а внутренняя боковая поверхность является почти линейной. Наружная боковая поверхность правого и левого корпусов 4А, 4В имеет выступ 4С.

Как показано на фиг.2, выступ 4D сформирован на внутренних поверхностях правого корпуса 4А и левого корпуса 4В в нижней части летательного аппарата. Поверхность нижней части крыла 3 является непрерывной с поверхностью нижней части основного корпуса 2.

Как показано на фиг.4, передние грани правого и левого корпусов 4А, 4В выполнены эллиптическими, а задние концы изогнуты вверх.

Передний конец крыла 3 находится сзади передних концов правого и левого корпусов 4А, 4В. На передней кромке крыла 3 сформировано углубление 3В.

Как показано на фиг.3, крыло 3 имеет полусферический передний конец, и верхняя поверхность крыла 3 является плоской. Выступ 3А сформирован так, чтобы выступать вниз на нижней поверхности крыла 3. Крыло 3 постепенно становится тоньше в направлении назад от выступа 3.

Передний конец крыла 3 сформирован как углубление 3В, имеющее круглое горизонтальное поперечное сечение. Благодаря такой форме углубления 3В срыв потока воздуха с крыла 3 становится маловероятным.

Выступ 3А или участок максимальной толщины крыла 3 обеспечен в положении на 2/10-3/10 длины хорды от передней кромки крыла 3. Толщина этого участка 3А максимальной толщины составляет 3/10-4/10, предпочтительно, 35/100 длины хорды.

Если толщина участка 3А максимальной толщины была бы меньше, чем 3/10 длины хорды, то толщина крыла 3 была бы недостаточной, и не создавалась бы адекватная подъемная сила. Если она была бы больше 4/10 длины хорды, сопротивление воздуха было бы слишком велико. Если бы передняя кромка крыла 3 была толще, чем участок 3А максимальной толщины, возникала бы турбулентность.

Крыло 3 тоньше, чем правый корпус 4А и левый корпус 4В. Нижние половины правого корпуса 4А и левого корпуса 4В выступают от нижней поверхности крыла 3.

Крыло 3, правый корпус 4А и левый корпус 4В совместно в вертикальном поперечном сечении образуют раму как проход. Нижняя поверхность крыла 3, правого корпуса 4А и левого корпуса 4В определяют канал 11 для воздуха, проходящий от передней кромки до задней кромки крыла 3.

Как показано на фиг.2, расстояние между внутренними выступами 4D правого корпуса 4А и внутреннего выступа 4D левого корпуса 4В меньше, чем расстояние между передними кромками и между задними кромками правого корпуса 4А и левого корпуса 4В.

При полете летательного аппарата 1 поток воздуха, проходящий по каналу 11 для воздуха, ускоряется за счет эффекта флотации между внутренними выступами 4D, и проходит назад.

Основной корпус 3 сужается в направлении назад.

Руль 8 высоты шарнирно установлен на заднем конце горизонтального стабилизатора 5. Нижняя поверхность руля 8 высоты является выпуклой, а верхняя поверхность - плоской. Боковые кромки 5В горизонтального стабилизатора 5 выступают от правого и левого корпусов 4 наружу, а задний конец крыла 3 расположен рядом с передним концом боковой кромки 5В.

Горизонтальный стабилизатор 5 перевернут относительно крыла 3 в вертикальном поперечном сечении. В этом варианте верхняя поверхность крыла 3 является плоской, и выступ 3А сформирован на нижней поверхности, тогда как у горизонтального стабилизатора 5 плоской является нижняя поверхность, а выступ сформирован на верхней поверхности. Верхняя поверхность крыла 3 не ограничивается формой, показанной на фиг.3. Если выступ будет сформирован на верхней поверхности крыла 3, верхняя поверхность горизонтального стабилизатора 5 будет плоской.

Горизонтальный стабилизатор 5 расположен выше заднего конца крыла 3, как показано на фиг.3, обеспечивая летательному аппарату устойчивый полет.

Вместо пропеллера 5 для создания тяги можно использовать реактивный или ракетный двигатель. Если летательный аппарат 1 является небольшим самолетом, беспилотным самолетом или летающей моделью, пропеллер можно комбинировать с электрическим двигателем, приводимым в движение источником электроэнергии, например аккумулятором.

В летательном аппарате 1 при необходимости может быть обеспечено колесо (не показаны) для пробега по земле. Колесо расположено на передней части нижних поверхностей правого корпуса 4А и левого корпуса 4В и в середине нижней поверхности горизонтального стабилизатора 5. Если летательный аппарат 1 используется как летающая лодка, правый корпус 4А и левый корпус 4В могут использоваться как поплавки.

Когда летательный аппарат 1 в данном варианте ускоряется пропеллером 6 из положения покоя на земле или на воде, соответствующий поток течет в канал 11 для воздуха от переднего конца крыла 3.

Поток воздуха проходит назад через канал 11 для воздуха вдоль правого корпуса 4А и левого корпуса 4В с высокой скоростью, не вытекая из летательного аппарата 1 с боков.

Высокоскоростной поток воздуха выталкивает нижний воздух вниз. Благодаря реакции толкаемого воздуха крыло 3 выталкивается вверх, поэтому летательный аппарат 1 получает подъемную силу.

Далее будет описан полет летательного аппарата 1 в сравнении с полетом японского воздушного змея.

Наклонная передняя грань японского воздушного змея выталкивается, и для удержания японского воздушного змея прикладывают натяжение к веревке. При наличии ветра, или без него, веревку змея тянут вниз, и поток воздуха ударяется о переднюю грань. Змей всплывает вверх под воздействием реактивной силы и поднимается в положение со сбалансированным углом атаки. Сила подъема является составляющей силой реактивной силы, поскольку веревка не растягивается. Когда веревка растягивается, сила подъема будет результирующей силой вышеописанной составляющей силы и составляющей силы, перпендикулярной передней грани змея.

В этом варианте вместо натяжения веревки змея летательный аппарат ускоряется при помощи крыла пропеллером, в результате чего в качестве реакции получают две вышеописанные составляющие силы.

Когда воздух толкается крылом 3 под действием пропеллера, руль высоты слегка отклоняют вниз. Сила всплывания, приложенная к крылу, ограничивается так, чтобы летательный аппарат летел слегка над землей.

При увеличении тяги, создаваемой пропеллером 6, руль 8 высоты отклоняют вверх, и передняя часть летательного аппарата 1 поднимается. Кроме того, пропорционально увеличению тяги, создаваемой пропеллером, летательный аппарат 1 получает большую реактивную силу, и он ускоряется для подъема.

Угол атаки крыла 3 заметно увеличивается. Однако передние концы крыла 3, правого корпуса 4А и левого корпуса 4В являются полусферическими, поэтому поток воздуха не срывается с передней кромки крыла 3. Таким образом, летательный аппарат не сваливается и не разбивается.

Воздух проходит через канал 11 для воздуха назад и задерживается выступом 3А на передней части крыла 3, и площадь сечения канала 11 для воздуха увеличивается в направлении назад. За счет эффекта флотации вдоль поверхности нижней части, внутренней боковой поверхности правого корпуса 4А и внутренней боковой поверхности левого корпуса 4В создается медленный поток высокой вязкости.

Возникает высокоскоростной воздушный поток, и к крылу может быть приложена большая тяга посредством высокоскоростного воздушного потока.

При полете на небольшой скорости, когда мощность, создаваемая пропеллером 6, невелика, сила, с которой летательный аппарат 1 толкает воздух под собой вниз, мала. Угол атаки всего летательного аппарата 1 увеличивается, и направленная вперед составляющая силы тяги пропеллера 6 мала.

При увеличении мощности на пропеллере 6 сила для ограничения воздуха крылом 3 становится сильнее, и угол атаки становится меньше. Составляющая сила тяги посредством пропеллера 6 становится больше в переднем направлении, что позволяет летательному аппарату лететь с высокой скоростью.

В зависимости от тяги, создаваемой пропеллером 6, угол атаки летательного аппарата 1 можно менять, обеспечивая устойчивый полет. Если скорость ветра равна направленной вперед составляющей силе летательного аппарата 1, летательный аппарат 1 зависает.

Вертикальное поперечное сечение горизонтального стабилизатора 5 находится в обратном отношении с вертикальным поперечным сечением крыла 3. Подъемная сила создается на верхней поверхности горизонтального стабилизатора 5 посредством отрицательного давления, и подъемная сила противодействует моменту для подъема всего крыла 3 вперед, что делает полетное положение более устойчивым.

В этом варианте канал 11 для воздуха один, но можно сформировать множество каналов для воздуха рядом друг с другом. Отношение канала 11 для воздуха к крылу 3 предпочтительно сможет составлять по меньшей мере 1/2. Если оно было бы меньше 1/2, сила всплывания летательного аппарата была бы недостаточна, поэтому необходимо было бы повысить мощность пропеллера б. Глубина канала 11 для воздуха может быть определена так, чтобы летательный аппарат не скользил вбок.

Промышленная применимость

Летательный аппарат может широко использоваться для устойчивого полета даже с низкой скоростью.