ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
AIRCRAFT

Заявляемое изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам тяжелее воздуха с несущими крыльями роторного типа, и может быть использовано во многих отраслях народного хозяйства для транспортирования грузов и пассажиров, а так же в качестве индивидуального транспортного средства.
Известны турбовинтовые самолеты с двумя или более двигателями, размещенными на несущих крыльях (см. кн. Л.Ф. Николаева. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. - М.: Транспорт, 1990 г., с. 154). У самолетов такого типа часть поверхности крыла обдувается воздушным потоком, ускоренным тяговым винтом, что приводит к существенному увеличению подъемной силы крыла.
Однако, подъемная сила, развиваемая несущим профильным крылом за счет его обдува тяговым винтом недостаточна для обеспечения вертикального взлета и посадки.
Кроме того, летательный аппарат такого типа имеет коэффициент аэродинамического качества значительно меньший, чем у заявляемого, а, следовательно, и значительно большие затраты энергии, приходящиеся на 1 т перевозимого груза.
Известен так же проект самолета выбранного за прототип по большинству существенных признаков (см. ст. М. Кочунова, Эффект Магнуса - в воздухе и под водой, журнал "Изобретатель и рационализатор" №6, 1985 г., с. 23). Этот самолет состоит из корпуса, двигателя, движителя, шасси, органов управления полетом и несущих крыльев, выполненных в виде роторов. Необходимая для полета подъемная сила возникает при обтекании роторных крыльев набегающим потоком воздуха.
По сравнению с предложенным летательным аппаратом этот самолет имеет следующие основные недостатки:
1) обладает худшей маневренностью в полете и не обеспечивает вертикального взлета и посадки;
2) имеет значительно меньший коэффициент аэродинамического качества, а, следовательно, и значительно большие удельные энергозатраты.
В основу изобретения поставлена задача усовершенствования летательного аппарата за счет изменения конструкции как самого аппарата, так и его элементов, что обеспечивает повышение маневренности аппарата в полете, возможность его вертикального взлета и посадки и снижение удельных энергозатрат на транспортировку груза, а следовательно, улучшение его эксплуатационных характеристик в целом.
Поставленная задача решается тем, что в летательном аппарате, содержащем корпус, двигатель, движитель, шасси, систему управления перемещением и, по меньшей мере, одно несущее крыло роторного типа и устройство его обдува, согласно изобретению в корпусе, в месте установления роторного крыла, по всей его длине выполнена выемка соответствующая по форме и размерам нижней части ротора, а само крыло установлено с погружением его нижней части в корпус и с обеспечением необходимых зазоров.
Кроме того, роторное крыло в средней части разделено на две независимо вращающиеся части, каждая часть со своим приводом и устройством для регулирования скорости вращения.
А, вслед за первым роторным крылом, по ходу движения потока, установлено аналогичным образом на некотором расстоянии от него, еще, по меньшей мере, одно аналогичное разделенное роторное крыло.
И между разделенными роторными крыльями, на некотором расстоянии от них установлено аналогичным образом еще, по меньшей мере, одно цельное роторное крыло со своим приводом и устройством регулирования скорости вращения.
Причем, и роторные крылья и устройство для их обдува помещены в открытый передней и задней части короб, а устройство для обдува крыльев может быть установлено как в начале короба, так и в его конце, или в промежуточном, между роторными крыльями месте.
Как вариант, установлено еще, по меньшей мере, одно устройство для обдува крыльев: одно - в начале короба, а второе - в конце.
И устройство для обдува крыльев выполнено лопастным, содержащим несколько установленных в ряд винтов параллельно крыльям.
Кроме того, все роторы выполнены цилиндрическими и утоплены в корпус летательного аппарата наполовину, на их внешних концах установлены концевые шайбы а в месте установки шайб в корпусе выполнены соответствующие выемки.
А приводы роторов и винтов в устройстве для обдува крыльев выполнены в виде электрических двигателей соответствующей мощности, и летательный аппарат оборудован источником электрического тока достаточным для их питания.
Известно, что роторное крыло, по сравнению с классическим профильным, имеет на порядок больший коэффициент подъемной силы, однако сопротивление, которое оно создает при его обтекании, превышает аналогичное у профильного на два порядка. Причем, подъемная сила создается в значительной степени при обтекании ротора потоком вверху - там, где движение элементов поверхности ротора практически совпадает с направлением потока и если скорость вращения ротора превышает среднюю скорость потока примерно в два раза или больше, то в результате взаимодействия с ротором, в этой зоне, поток будет не тормозиться, а наоборот, ускорится. А сопротивление потоку создается в основном при обтекании его нижней части. Поэтому, установка роторного крыла с погружением его нижней части в корпус (выемку) позволяет исключить взаимодействие набегающего потока с поверхностью ротора в месте, где элементы его поверхности движутся, в основном, навстречу потоку и создают ему аномально высокое сопротивление. Это позволяет практически сохранив подъемную силу развиваемую таким крылом в значительной степени снизить сопротивление создаваемое им потоку, а, следовательно, и энергозатраты на его эксплуатацию.
Разделение роторного крыла в его средней части на две независимо вращающиеся части, каждая со своим приводом и устройством для регулирования скорости вращения, позволяет осуществлять повороты летательного аппарата во время полета.
А размещение за первым разделенным крылом аналогичного второго позволяет не только повысить подъемную силу аппарата но и осуществить полноценное управление его полетом путем соответствующего управления скоростью вращения этих четырех независимо вращающихся роторов. Причем это управление достигается без использования дополнительных органов управления полетом: рулей, закрылков, элеронов и т.д., что снижает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата и, следовательно, энергозатраты на его эксплуатацию.
Размещение между разделенными роторными крыльями еще, по меньшей мере, одного цельного роторного крыла со своим приводом и устройством для регулирования скорости его вращения позволяет повысить подъемную силу аппарата до нужного уровня.
Размещение роторных крыльев и устройства для их обдува в коробе позволяет исключить рассеивание потока, создаваемого устройством для обдува, стабилизировать этим среднюю скорость потока при обтекании всех крыльев, что повышает подъемную силу аппарата и снижает энергозатраты на обдув крыльев.
Размещение еще, по меньшей мере, одного устройства для обдува крыльев, например, одного в начале короба, а другого в конце, позволяет оптимизировать работу этих устройств в случае создания летательного аппарата большой грузоподъемности и содержащего большое число роторных крыльев.
Выполнение устройств для обдува крыльев лопастными содержащими несколько установленных в ряд винтов параллельно крыльям позволяет снизить высоту короба и уменьшить этим расход воздуха, то есть энергозатраты на обдув.
Выполнение роторов цилиндрическими с погружением их в корпус наполовину и установление на их внешних концах шайб позволяет дополнительно снизить энергозатраты и оптимизировать конструкцию летательного аппарата.
Использование в качестве привода и роторов и устройств для обдува крыльев электрических двигателей соответствующей мощности позволяет упростить конструкцию летательного аппарата и облегчить его управление.
Изобретение пояснено иллюстрациями. На фигуре 1 изображен предлагаемый летательный аппарат: вид сбоку, с продольным разрезом по коробу, и на фигуре 2 - вид сверху с разрезом по коробу. Летательный аппарат состоит из корпуса 1, в нижней части которого установлено шасси 2. На крыше аппарата установлен короб 3 открытый в носовой и хвостовой части. На входе в короб 3 установлено устройство для обдува крыльев 4 выполненное двухвинтовым. Винты в этом устройстве 4 целесообразно использовать соосные, что устранит закрутку потока и повысит его к.п.д. За устройством 4 на некотором расстоянии от устройства 4 и друг от друга размещены три роторных крыла: первое 5 - разделенное, второе 6 - цельное и третье 7 - разделенное. Каждое роторное крыло имеет свой привод и устройство для регулирования скорости вращения (спрятаны внутри роторов и на фиг. 1 и 2 не показаны). Роторы 5, 6 и 7 выполнены цилиндрическими и на их внешних концах установлены шайбы 8, причем эти роторы установлены с погружением наполовину диаметра в корпус 1 в специальные выемки, выполненные в нем. Кроме того, приводы всех устройств выполнены в виде электрических двигателей соответствующей мощности, а на борту летательного аппарата установлен источник тока, достаточной мощности и энергоемкости, например, аккумуляторная батарея (на фиг. 1 и 2 не показана).
Предложенный летательный аппарат работает следующим образом.
Для обеспечения вертикального взлета вначале запускаются роторы 5, 6 и 7, причем, на роторе 5 устанавливают скорость вращения несколько большую, чем на роторах 6 и 7. После достижения необходимых для взлета скоростей вращения, запускается устройство для обдува крыльев 4. В результате взаимодействия вращающихся роторов с созданным потоком на них возникнет необходимая для взлета подъемная сила. Поскольку на роторном крыле 5 скорость вращения временно установлена большей, чем на крыльях 6 и 7, то при взлете положение аппарата будет не горизонтальным, а наклонным: носовая часть выше хвостовой. Поскольку силы возникающие при обдуве вращающихся роторов всегда направлены перпендикулярно потоку, то при таком наклоне аппарата у этих сил кроме вертикальных составляющих (подъемных сил) появятся и горизонтальные, которые уравновесят силу тяги, создаваемую устройством для обдува крыльев 4 и взлет будет осуществляться вертикально. В таком же положении должен находиться летательный аппарат и при его неподвижном зависании в воздухе.
После достижения нужной высоты скорости вращения роторов 5, 6 и 7 выравнивают и аппарат, заняв горизонтальное положение, начнет перемещаться вперед под действием силы тяги развиваемой устройством для обдува крыльев 4. Для увеличения скорости горизонтального полета, скорости вращения роторных крыльев 5, 6 и 7 увеличивают, причем, на крыле 7, больше чем на крыльях 5 и 6 для достижения нужного наклона, противоположного тому, что был установлен при взлете. В результате на каждом роторе помимо вертикальных сил появятся и горизонтальные, которые увеличат силу тяги и, следовательно, скорость летательного аппарата. Более того, при достижении скорости полета превышающей скорость потока воздуха в коробе 3, устройство обдува крыльев 4 отключают и энергия тратится только на вращение роторных крыльев 5, 6 и 7, что значительно снижает энергозатраты, необходимые для осуществления полета.
Управление аппаратом в полете осуществляется с помощью соответствующего регулирования скорости вращения разделенных крыльев 5 и 7, как их в целом, так и их половин. Например, поворот летательного аппарата по тангажу осуществляется путем одновременного изменения скорости вращения обеих половин одного из крыльев 5 или 7. А поворот по крену - путем увеличения скорости вращения половин обеих крыльев 5 и 7, расположенных с одной из сторон. Летательный аппарат может легко выполнять и более сложные маневры за счет соответствующего регулирования скоростей вращения как крыльев 5 и 7, так и их половин. Причем это управление не требует установки на летательный аппарат никаких дополнительных средств: рулей, элеронов и т.д, что так же способствует снижению энергозатрат на осуществление полета.
Оценочные расчеты показывают, что по энергозатратам на осуществление полета, заявляемый аппарат является одним из самых экономных среди известных..