АЭРОМОБИЛЬ

Полезная модель относится к области транспортного машиностроения, и транспортным средствам, в частности, к летательным аппаратам (ЛА).
При обтекании потоком воздуха профиля крыла ЛА на его верхней поверхности в кормовой части реализуется течение со встречным по отношению к потоку градиентом давления, который препятствует движению воздуха в области пограничного слоя, где скорости относительно малы. Результатом такого воздействия может быть отрыв потока от поверхности в кормовой части крыла и, как следствие, значительное увеличение аэродинамического сопротивления профиля крыла при снижении подъемной силы.
Для улучшения аэродинамических характеристик профиля крыла, при обтекании которого градиент давления в потоке вызывает в кормовой части крыла отрыв потока от поверхности, повышают скорость воздуха, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Одним из известных способов предотвращения срыва обтекания, является отсос воздуха из пограничного слоя.
Для отсоса воздуха из пограничного слоя с верхней обтекаемой поверхности крыла последнюю выполняют перфорированной, используя отверстия и щели различных форм. При этом перфорированную поверхность сообщают с камерой разрежения, размещенной внутри крыла под его обтекаемой поверхностью. Такое конструктивное решение позволяет осуществить необходимый отбор массы из приповерхностной области пограничного слоя, и тем самым улучшить условия обтекания профиля крыла.
Известно работающее по данному принципу устройство управления пограничным слоем, выполненное в виде ряда вихревых камер, расположенных под обтекаемой поверхностью, с отверстиями, размещенными на указанной поверхности поперек к внешнему потоку (патент US №4671474). Вихревое движение внутри камер поддерживается за счет гидродинамического взаимодействия вихревого движения в камерах с внешним течением в зоне отверстий. При этом скорость внешнего потока в приповерхностной области возрастает, что приводит к безотрывному обтеканию профиля. Однако, это устройство имеет ряд недостатков, основными из которых являются: сложность конструкции, высокий уровень сопротивления профиля крыла и большие энергозатраты на отсос вихревого потока. Сложность конструкции состоит в большом количестве вихревых камер и камер отбора воздуха.
Большие энергозатраты на отсос потока объясняются большим сопротивлением магистралей, соединяющих вихревые камеры с источником низкого давления. Кроме того, при малых скоростях внешнего потока и небольших значениях встречного градиента давления энергосистема работает в неэкономичном режиме, так как она, настроенная на максимальные значения скоростей потока и градиентов давления, осуществляет отсос больше необходимого, что приводит к излишним энергозатратам.
Известно устройство управления пограничным слоем, примененное в конструкции ЛА, выполненного в виде тела толстого аэродинамического профиля. Указанное устройство представляет собой ряд щелевых канавок, выполненных на обтекаемой поверхности тела, размещенных перпендикулярно потоку и соединенных с источником низкого давления (патент ФРГ №1273338). Недостатками этого устройства являются повышенные энергетические затраты, обусловленные большим перепадом давления, который преодолевается приповерхностным потоком, так как отсос воздуха производится в местах обтекаемой поверхности, где давление минимальное, а вдув - в местах, где давление максимальное. Большие энергозатраты не позволяют получить высокое аэродинамическое качество ЛА.
Известно также работающее по вышеописанному принципу устройство управления пограничным слоем, которое обеспечивает безотрывное обтекание поверхности крыла при меньших энергозатратах (патент РФ №2015942). Устройство содержит несколько, размещенных друг за другом, вихревых камер, выполненных в виде полостей в верхней поверхности кормовой части крыла и сообщенных с источником низкого давления. В каждой вихревой камере установлено обтекаемое тело, образующее с внутренними стенками вихревой камеры кольцевой вихревой канал. Вихревые камеры каналами соединены с единым газодинамическим трактом, сообщенным с источником низкого давления. Наличие обтекаемого тела в полости вихревой камеры позволяет за счет естественного градиента давления получить циркуляционный режим течения, обеспечивающий безотрывное обтекание потоком верхней поверхности крыла при малых уровнях отсоса, и тем самым снизить энергозатраты в несколько раз по сравнению с решением, описанным в патенте ФРГ №1273338. Однако в данном техническом решении, как и в вышеописанных, управление пограничным слоем осуществляется путем отсоса воздуха, при этом энергозатраты на отсос достаточно велики. Это обусловлено тем, что для отсоса воздуха из пограничного слоя используется специальное устройство, требующее дополнительных энергозатрат.
Известен «Способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его реализации» (патент РФ №2157777). В этом изобретении запатентованы способ управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля и устройство для его осуществления, в которых повышение скорости воздуха в приповерхностной области верхней образующей профиля крыла и безотрывное обтекание верхней поверхности крыла происходит без дополнительных энергозатрат, и таким образом улучшена аэродинамика крыла при минимальных энергозатратах. Это достигается тем, что набегающий поток направляют в канал, образованный на верхней поверхности крыла, и ускоряют тяговым двигателем летательного аппарата, установленным в канале в кормовой части крыла, при этом равномерно, вдоль верхней образующей поверхности крыла, всасывают дополнительные потоки воздуха.
Благодаря установке на задней кромке крыла тягового двигателя ЛА в кормовой части крыла устраняется встречный градиент давления. Таким образом, для улучшения аэродинамики крыла используется энергия, расходуемая на всасывание воздуха в двигатель, и нужный эффект достигается за счет целесообразного использования входного воздушного потока тягового двигателя. Такое использование тяговых двигателей, создающих горизонтальную тягу ЛА, не приводит к дополнительным энергозатратам на улучшение аэродинамических характеристик крыла. Для реализации предлагаемого в патенте РФ №2157777 способа, устройство управления пограничным слоем на поверхности крыла толстого профиля содержит канал, образованный верхней поверхностью крыла ЛА, выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами на его боковых сторонах (Индуктивное сопротивление (англ.-lift-induced drag) - в ЛА возникает из-за турбулентных вихрей на концах крыла) и соединяющей щиты системой надкрылков, при этом каждый надкрылок имеет форму крыла тонкого профиля.
В канале, в кормовой части крыла, установлен по меньшей мере один тяговый двигатель ЛА. В случае установки в кормовой части крыла нескольких тяговых двигателей, их располагают вдоль задней кромки крыла, что выполняет роль отсоса воздушного потока за счет повышения его скорости в кормовой части и стабилизации этого канала.
1
2
Приведенный в патенте РФ №2157777 расчет показывает, что при входной скорости V=15 м/с и скорости на выходе V=70 м/с подъемная сила крыла составит около 3000 Н на квадратный метр площади крыла при выходном сечении аэродинамического канала равным 1 кв.м. При мощности тяговых двигателей около 200 кВт (для площади горизонтальной проекции крыла 5 кв.м.) общая подъемная сила составит около 1,5 тонн.
т
Легко видеть, что при этом система развивает горизонтальное тяговое усилие F=1,3×70×1×(70-15)~5000(H). Такое тяговое усилие намного превосходит лобовое сопротивление аппарата на указанной в патенте скорости, но его уменьшение может привести к снижению самого эффекта, срыву потока и, как следствие, потере подъемной силы. Причина в том, что высота канала связана с его шириной (то есть шириной транспортного средства). Уменьшить высоту канала можно, увеличив число движителей. Однако, это существенно усложняет конструкцию, увеличивает вес тягового узла, а также дробит единый поток на отдельные струи, между которыми возможны срывы ламинарности с соответствующим падением подъемной силы.
Известно другое решение этой задачи, обеспечивающее уменьшение горизонтального тягового усилия, следовательно, мощности тяговых двигателей при сохранении подъемной силы транспортного средства (патент РФ на полезную модель №110362, прототип).
Задачу решает устройство управления пограничным слоем толстого крыла ЛА, содержащее канал, образованный верхней поверхностью корпуса транспортного средства, имеющего форму толстого крыла, выступающими над ней вертикальными антииндукционными щитами и системой соединяющих щиты надкрылков в их верхней части, что является подобием предыдущего патента, но расхождением является размещение движителя, который также размещается внутри канала в его кормовой части, но имеет вертикальное размещение осей вращения, причем воздушный поток идет вниз от движителей, и отражаясь от поверхности корпуса-крыла, выходит из канала наружу в горизонтальной плоскости, отсекая зону пониженного давления в выходном воздушном потоке от зоны нормального давления под крылом.
Однако, находящиеся в воздушном потоке и вращающиеся в нем тяговые движители, а также их привод вносят искажения в поток, нарушая его ламинарность, и увеличивают лобовое сопротивление летательного аппарата.
Для устранения этого недостатка необходимо решить задачу устранения из воздушного канала элементов конструкции, способных вносить искажения в протекающий в воздушном канале поток, что приведет к снижению лобового сопротивления, а, следовательно, уменьшению энергозатрат.
Эта задача решена в предлагаемой полезной модели ЛА с толстым крылом, в качестве которого используется корпус аэромобиля - как транспортного средства, содержащей канал управления пограничным слоем воздушного потока обтекания верхней поверхности крыла, образованный верхней поверхностью корпуса, имеющего форму толстого крыла, выступающими как и в прототипе над ней вертикальными антииндукционными щитами, расположенными вдоль боковых кромок указанной поверхности, и системой соединяющих щиты надкрылков в верхней части канала, в который направлен обтекающий корпус-крыло воздушный поток, при этом в нижней части канала, в зоне возможного срыва потока, расположена по всей ширине канала поперечная щель (перфорация в корпусе крыла), соединенная с всасывающими частями другого типа тяговых движителей (центробежные или осевые компрессоры), размещенных внутри кормовой части корпуса-крыла и работающих на общий коллектор-конфузор (участок проточного суживающегося канала, где скорость возрастает - (Советская энциклопедия. Гл. ред. Г.П. Свищев, 1988 г.), формирующий плоский воздушный поток в горизонтальной плоскости, равномерно распределенный по всей задней кромке корпуса-крыла и отсекающий зону пониженного давления над крылом от зоны нормального давления под крылом.
Конструкция пояснена рисунком (фиг.1), на котором показано сечение продольной проекции ЛА, где 1 - тяговые движители (компрессоры), 2 - боковые антииндукционные щиты, 3 - надкрылки, 4 - корпус аппарата, выполненный в виде толстого крыла (корпус-крыло), 5 - всасывающие щели движителей, 6 - выходной коллектор-конфузор.
Щиты 2, установленные вертикально на боковых поверхностях корпуса-крыла вдоль потока обтекания, исключают индуктивные завихрения у боковых верхних оконечностей корпуса-крыла. Надкрылки 3, установленные в верхней части щитов 2 и соединяющие их, направляют в нижнюю часть канала дополнительные воздушные потоки, позволяя при изменении углов атаки надкрылков регулировать величину и точку приложения равнодействующей подъемной силы, а при отрицательном угле атаки, частично выводя воздушный поток из канала, доводить подъемную силу до нуля. Каждый надкрылок 3 имеет форму симметричного крыла тонкого профиля.
Расположение и количество надкрылков 3 в конкретных решениях может быть уточнено в процессе конструирования с учетом параметров движителей 1 и профиля корпуса-крыла 4 таким образом, чтобы обеспечивать в полете равномерное распределение входного воздушного потока по поверхности корпуса-крыла 4. Изменение угла атаки отдельных надкрылков 3 обеспечивает смещение точки приложения равнодействующей подъемной силы, а при наземном движении - срыв потока и обнуление подъемной силы.
Работа предлагаемой полезной модели во многом аналогична работе прототипа: установленные в кормовой части корпуса-крыла 4 тяговые движители 1 всасывают пограничный слой воздуха с верхней поверхности корпуса-крыла через всасывающие щели 5, ускоряют его и выбрасывают в горизонтальной плоскости через коллектор 6, обеспечивая изоляцию зоны пониженного давления от слоев воздуха, обтекающих корпус-крыло 4 снизу. Размещение тяговых движителей внутри корпуса-крыла вне верхнего канала движения встречного потока воздуха исключает воздействие вращающихся движителей на обтекающий воздушный поток, что отличает данную полезную модель от прототипа
Количество тяговых движителей 1 определяется конструктивными особенностями ЛА, но оно должно быть четным с попарно противоположным направлением вращения для компенсации гироскопического эффекта. В выходной части канала располагаются воздушные вертикальные и горизонтальные рули (на рисунке не показаны).
Ниже приведен ориентировочный расчет для Аэромобиля с толстым крылом и управляемым пограничным слоем.
Исходные данные:
мид
Длина L=4,0 м; ширина D=1,8 м; высота Н~1,25 м; S=2,25 м2;
мах
Коэф. лобового сопротивления: G=0,5; масса ТС М=800 кГ
Расчетные формулы:
По закону Бернулли при несжимаемости воздушного потока
п
п
2
SV=const; Р+ρV/2=const;
п1
п1
п2
п2
1
1
2
2
2
2
иначе говоря SV=SV; P+ρV /2=P+ρV /2
2
1
2
2
отсюда ΔР=ρ(V -V )/2;
лс
0
мид
Сила лобового сопротивления F=G(V)2S ρ/2
т
лс
т
дв
вх
вых
вх
Сила тяги F=F=>F=Δρ=mΔV=ρσV(У-V)
п
п
здесь ρ - плотность воздуха, S и V - сечения и скорости обтекающих потоков; Р - давления в потоках.
Ориентировочный расчет взлета:
0
0
в
н
Скорость V=15 м/с; угол атаки γ=15; отношение скоростей V/V=3 (по траекториям возд. потоков);
вх
Скорость на входе всасывающих щелей движителя: V=45 м/с;
вых
Скорость на выходе коллектора: V=75 м/с;
лс
Сила лобового сопротивления F=0,5*225*2,25*1,29/2~165 (Н);
т
2
Сила тяги F=1,29*σ*45*30=1741σ=>σ=165/1741~0,09 (м),
здесь σ - сечение всасывающих щелей,
вх
вых
отсюда суммарная ширина входных щелей: S=σ/D=0,05 (м)=5 (см), выходная ширина коллектора S~3 (см)
2
2
2
Разность давлений ΔР=1,29*(45-15)/2=1160 (Н/м),
п
отсюда подъемная сила F=4,0*1,8*1160=8350 (Н)
Ориентировочный расчет полета:
0
0
в
н
Скорость V=30 м/с; угол атаки γ=0; отношение скоростей V/V=2 (по траекториям возд. потоков);
вх
Скорость на входе всасывающих щелей движителя: V=60 м/с;
лс
0
2
мид
Сила лобового сопрот. F=G(V)Sρ/2=0,5*900*2,25*1,29/2=650 (Н);
т
дв
вх
вых
вх
Сила тяги F=ΔР=mΔV=ρσV(V-V)
лс
вх
Отсюда ΔV=F/ρσV=650/1,29*0,09*60~90=>
вых
=>Скорость на выходе движителя: V=90+60=150 м/с;
вх
2вых
2вх
N=ρσV(V-V)/2=1,29*0,09*60*(22500-3600)/2=~66 (кВт)
мах
2
2
2
ΔР=1,29*(60-30)/2~1700 (Н/м),
п
Отсюда F=4,0*1,8*1700=12200 (Н)
Таким образом, по теоретическим оценкам подъемная сила при разгоне на земле начинает превышать вес в 800 кГ и в полете превышать 12000 (Н)
Предлагаемое устройство может быть применено для обеспечения полетов как автомобилей, так и катеров. Причем (в отличие от запускаемого в производство американской компанией Terrafugia «летающего автомобиля» Transition) габариты ТС не будут увеличиваться крыльями.
Габариты, вес и энергоемкость предлагаемого ЛА позволяют его реализовать за счет спрятанных в корпусе компрессоров мощностью около 200 кВт, дающих и реактивную тягу и возможность управления воздушным потоком по профилю ЛА.