способ создания системы сил летательного аппарата вертикального взлёта и посадки и летательный аппарат для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ создания тяги, заключающийся в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения, отличающийся тем, что истекающая плоская пульсирующая газовая струя образуется в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения и реактивным соплом в виде выходной щели на верхней поверхности аэродинамического профиля.

2. Летательный аппарат, содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, отличающийся тем, что нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля; воздушные потоки соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой профиля.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, а именно к способам создания системы сил и летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и свободного полета.

Известен способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности ЛА (патент РФ 2015941 от 15.07.1994, В64С 21/08) путем отсоса воздуха из полостей вихревых ячеек, образованных в кормовой части поверхности, при этом в процессе отсоса скорость отбора воздуха постепенно увеличивают до момента образования присоединенных вихрей, при котором достигается полное присоединение пограничного слоя к поверхности ЛА, после чего уровень отсоса уменьшают до минимального, при котором имеет место безотрывное обтекание поверхности ЛА.

Недостатками способа управления пограничным слоем является развитая система вихревых ячеек, усложняющая конструкцию ЛА.

Известен летательный аппарат с системой управления отсосом пограничного слоя, системой управления вдувом в пограничный слой (патент РФ 2033945 от 30.04.95, В64С 39/10, В64С 29/00, В64С 21/00, B60V 1/00), содержащий фюзеляж в виде несущего крыла, силовую установку, размещенную внутри фюзеляжа, газодинамическую систему управления пограничным слоем, снабженную устройством оптимизации расхода рабочего тела в процессе воздействия на пристеночный участок, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки, взлетно-посадочное устройство в виде воздушной подушки, которое так же, как и система управления пограничным слоем функционально связано с системой управления движением и силовой установкой, системы управления движением и стабилизации в виде блоков сопел, установленных на боковых поверхностях ЛА.

Летательный аппарат с такой системой управления пограничным слоем не имеет возможности вертикального взлета и посадки.

Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки (патент РФ 1709690 от 10.04.1996, В64С 29/00), содержащий фюзеляж, круглое крыло с центральным радиально-щелевым соплом и механизацией, вертикальное оперение и воздушно-реактивный двигатель, установленный на вертикальном оперении над верхней поверхностью круглого крыла, выход газогенератора которого соединен трубопроводом с входом центрального радиально-щелевого сопла, из которого газовые струи истекают по касательной к верхней поверхности крыла.

Летательный аппарат такой схемы имеет высокое лобовое сопротивление и низкое аэродинамическое качество.

Наиболее близким к предлагаемой группе изобретений относится способ создания тяги и аппарат для передвижения в текучей среде (патент РФ 2374133 от 25.08.2008, В64С 21/04), выбранный в качестве ближайшего аналога (прототипа).

Используемый в данном изобретении способ создания тяги (эффект Коанда) характеризуется тем, что по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения направлены напорные струи текучей среды из сопел, перемещающихся под углом относительно направления струй. Это приводит к понижению давления в области движения струй, образующихся при движении источника струи под углом к ее направлению («развернутая струя») и, следовательно, к формированию за соплами закрученных в спираль струй с низким давлением внутри, которые при центробежном движении к периметру крыла вовлекают большой объем окружающей текучей среды в вихревое движение, значительно снижая давление над крылом.

Предложены различные варианты реализации способа создания тяги (истечение струй и одновременное вращение ротора с соплами, возвратно-поступательное или колебательное движение сопел), в которых происходит генерация системы бесконечных вихревых шнуров, двигающихся от сопел к периферической части крыла. Вихревые шнуры при движении захватывают и уносят большие массы окружающего воздуха, что приводит к снижению давления воздуха над крылом.

Реализация предложенного способа увеличивает КПД тяги, обеспечивая получение больших скоростей движения.

К недостаткам известного способа создания тяги относятся:

- сложности в генерации «развернутых струй» (вращение ротора с соплами, возвратно-поступательное или колебательное движение сопел);

- влияние на уровень давления воздуха лишь над крылом.

Известен летательный аппарат, реализующий предложенный способ создания тяги (патент РФ 2374133 от 25.08.2008, В64С 21/04), содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, источник высокого давления текучей среды, взаимосвязанный со средством для формирования напорных струй из сопел, направленных по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла, в котором согласно изобретению он снабжен приводом вращения сопел упомянутого средства, которое выполнено в виде установленного соосно продольной оси крыла ротора с полой осью с возможностью формирования напорных струй с вихрями. Предложены различные варианты выполнения летательного аппарата в зависимости от выбранного варианта способа создания тяги и варианта средства для формирования напорных струй. К ним относятся:

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде блока неподвижных сопел, соединенных с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем и имитирующих движение сопел по окружности с возможностью формирования напорных струй с вихрями;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленного в плоскости продольной оси крыла блока с полой осью и соплами, выполненными с возможностью формирования напорных струй с вихрями и соединенными с механизмом возвратно-поступательно перемещения;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде шарнирно закрепленных и соединенных с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем изогнутых сопел, выполненных с возможностью формирования напорных струй с вихрями и с возвратом в исходное положение посредством пружин;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленных в плоскости продольной оси крыла блока неподвижных сопел, соединенного с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем с возможностью возвратно-поступательно изменять место истечения из сопел напорных струй текучей среды, которые вихрями захватывают окружающую текучую среду;

- средство для формирования напорных струй выполнено в виде установленного перпендикулярно продольной оси крыла ротора с полой осью и соплами, установленными симметрично на торце под углом к торцу с возможностью захвата вихрями окружающей текучей среды напорными струями.

Источником высокого давления текучей среды, кроме пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, может служить центробежный или осевой компрессор.

К недостаткам таких летательных аппаратов можно отнести следующее:

- средство для формирования напорных струй представляют собой подвижные конструктивные элементы (ротор с полой осью, шарнирно закрепленные изогнутые сопла), требующие применения привода вращения или механизма возврата сопел в исходное положение;

- в случае применения блоков неподвижных сопел требуется применение механизмов возвратно-поступательных перемещений;

- источники высокого давления текучей среды не позволяют получить значение скорости течения выше 400 м/с.

Дополнительные механизмы усложняют конструкцию летательного аппарата, что может привести к снижению надежности его функционирования. Относительно низкая скорость напорной струи не позволит значительно повысить общий КПД транспортной системы, включающий в себя термический КПД двигателя, движителя, КПД генерации воздушной струи.

Известен физический эффект, позволяющий решить перечисленные проблемы - «Явление аномально высокого прироста тяги в газовом эжекционном процессе с пульсирующей активной струей» (открытие СССР № 314 от 02.07.1951).

Задачей группы изобретений является устранение указанных недостатков и создание летательного аппарата вертикального взлета и посадки, более простого по конструкции, более экономичного, более управляемого и надежного в эксплуатации.

Поставленная задача реализуется способом создания системы сил летательного аппарата вертикального взлета и посадки и летательным аппаратом для его осуществления.

Для повышения общего КПД и аэродинамического качества летательного аппарата предлагается группа изобретений, объединенных единым изобретательским замыслом.

В группу изобретений входят:

- способ создания системы сил, заключающийся в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения, отличающийся тем, что истекающая плоская пульсирующая газовая струя образуется в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения и реактивным соплом в виде выходной щели на верхней поверхности аэродинамического профиля;

- летательный аппарат, содержащий крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью, отличающийся тем, что нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, расположенную у передней кромки профиля, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля; воздушные потоки соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой профиля.

Группа изобретений иллюстрируется чертежами: на фиг.1 изображена схема организации прилегающей струи и присоединения масс воздуха из окружающей среды, а на фиг.2 изображен продольный разрез летательного аппарата.

Предлагаемый способ создания тяги позволяет сформировать за плоским соплом плоскую прилипающую к верхней поверхности крыла пульсирующую струю с низким давлением внутри, которая при стекании с аэродинамического профиля повышает циркуляцию вокруг него и вовлекает значительные массы воздуха из окружающей среды, увеличивая давление под крылом.

Это позволяет повысить тяговый КПД и обеспечить значительные скорости подъема. Положительный эффект достигается созданием летательного аппарата более простого по конструкции, более управляемого и надежного в эксплуатации.

Способ создания системы сил по п.1 заключается в направлении из сопла плоской пульсирующей газовой струи 1 по касательной к верхней выпуклой поверхности 2 крыла аэродинамического сечения 4, при этом струя 1 образуется в нестационарном газовом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади 5 и 6, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения 8 и реактивным соплом в виде выходной щели 9 на верхней поверхности аэродинамического профиля.

Летательный аппарат по п.2 по предлагаемому выше способу содержит крыло аэродинамического сечения 4 с верхней выпуклой поверхностью 2, нестационарный сверхзвуковой эжектор, расположенный внутри крыла, образуемый системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством 5, воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством 6, коллектор горючего 7, камеру смешения 8, щелевое сопло 9, из которого истекает струя 1, прилипающая к поверхности 2.

Летательный аппарат работает следующим образом. Воздух из окружающей среды поступает через стартовое впускное устройство 5 и маршевое впускное устройство 6, поступая в камеру смешения 8, куда из коллектора 7 впрыскивается и где воспламеняется горючее. Сжатие рабочего тела осуществляется за счет располагаемой энергии массы горючего в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, что позволяет повысить термодинамическую эффективность тепловыделения при взаимодействии химически реагирующих струй. Истекающая через щелевое сопло 9 плоская пульсирующая струя 1 продуктов сгорания и догорающей смеси горючего и воздуха прилипает к верхней выпуклой поверхности 2 крыла под действием эффекта Коанда. Стекая затем с направляющей поверхности аэродинамического профиля, струя вовлекает низкоскоростные массы воздуха 3 и создает эффект повышения циркуляции вокруг профиля. При этом вертикальная составляющая силы тяги превалирует над горизонтальной составляющей.

Процесс истечения приобретает пульсационный характер, обусловленный сочетанием периодического запирания сопла 9 с мерцательным режимом горения в камере смешения 8 и внешней зоне реактивной струи 1.

По мере разгона аппарата за счет динамического напора усиливается напорность струи, втекающей через маршевое входное устройство 6, и снижается вклад пассивного потока через стартовое впускное устройство 5. Благодаря этому на высокоскоростных режимах на нижней стенке камеры смешения 8 и реактивного сопла 9 образуется воздушный зазор, достаточный для отрыва струи от наружной поверхности 2 аэродинамического профиля, что обеспечивает выгодные условия истечения в крейсерском горизонтальном режиме полета.