СПОСОБ УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА САМОЛЁТА
METHOD OF INCREASE OF AIRCRAFT WING LIFT

Изобретение относится к области авиации и, прежде всего, к палубной авиации военно-морского флота.
С момента создания первых и до появления сверхзвуковых самолетов мало что менялось в принципе создания подъемной силы крыла. Современный общедоступный Интернет об этой проблеме говорит на языке теорий конца девятнадцатого века.
Известно, что подъемная сила крыла самолета создается под воздействием двух факторов: первый из них - это эффект воздушного змея, когда нижняя плоскость крыла самолета устанавливается и удерживается воздушными рулями под некоторым углом к направлению движения, при этом воздушный поток, обтекая крыло, отклоняется вниз от горизонтали, создавая вертикальную составляющую треугольника сил, исходящих от лобового сопротивления крыла и, соответственно, тягового усилия двигателей; второй фактор - это эффект обтекания верхней плоскости крыла (за счет его выпуклости) с большей, чем нижней плоскости крыла, скоростью воздушного потока. В двух скоростных потоках по законам гидро- и аэродинамики создаются разные статические давления. По уравнению Бернулли для горизонтального потока соблюдается равенство
<mrow><mfrac><mrow><mi>ρ</mi><msup><mi>ν</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac><mo>+</mo><mi>P</mi><mo>=</mo><mi>c</mi><mi>o</mi><mi>n</mi><mi>s</mi><mi>t</mi><mtext>                                     </mtext><mrow><mo>(</mo><mtext>1</mtext><mo>)</mo></mrow></mrow>
3
<mrow><mfrac><mrow><mi>ρ</mi><msup><mi>ν</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac></mrow>
где ρ - плотность воздуха в кг/м, ν - скорость обтекания крыла воздухом в м/с, Р - статическое давление внутри потока воздуха. Составляющая
характеризует скоростной напор воздушного потока. «Физика» Б.В. Федосеев, стр.108, «Справочник по физике», Яворский и Детлаф, стр.323.
За счет разницы скоростей обтекания крыла, из-за разной кривизны плоскостей, внутри верхнего потока давление будет ниже, чем в нижнем, и атмосферное давление, опять же, снизу вверх будет воздействовать на крыло, поднимая самолет. Для усиления фактора воздушного змея на взлете на крыльях устанавливают элероны, усиливающие угол атаки крыла. Ими же пользуются при посадке, снижаясь на взлетную полосу с минимальной скоростью.
Сущность изобретения заключается в следующем: верхнюю плоскость крыла самолета выполняют в виде жалюзи с управляемым потоком воздуха, пропускаемым через них и внутреннюю полость крыла во всасывающую полость турбореактивного двигателя. Между внутренней полостью крыла и воздухозаборником двигателя устанавливают синхронизированную с жалюзи управляемую заслонку, которая плавно прикрывает поток воздуха из воздухозаборника с постепенным открытием жалюзи перед посадкой самолета и в обратном порядке производят эти действия перед взлетом; в хвостовой части самолета устанавливают аналогичные крылья, пропорциональные части его веса, а между основными и задними крыльями и ниже их по бокам самолета устанавливают два турбореактивных двигателя так, что в верхней части выхлопного сопла под задними крыльями выполняют, также синхронизированные с жалюзи, управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и выхлопными соплами, которые при открытии своими поверхностями частично заужают выхлопные каналы, увеличивая на этом участке скорость протока выхлопных газов, и этим создают эффект эжектора для просасывания через задние жалюзи воздуха с верхних плоскостей задних крыльев, при этом в задней части крыльев устанавливают известные элероны, а на хвостовой части самолета - киль и курсовой руль.
На фиг.1 и 2 изображен вид сверху и сбоку предлагаемого способа увеличения подъемной силы крыла самолета, где 1 - фюзеляж самолета, 2 - передние и задние крылья, 3 - жалюзи, 4 - элероны, 5 и 6 - турбореактивные двигатели, 7 - кабина пилотов, 8 - синхронизированная с жалюзи воздушная заслонка, 9 - воздухозаборник, 10 - воздушная полость внутри крыла, 11 - киль, 12 - курсовой руль, 13 - заслонка между выхлопным соплом и воздушной полостью в задних крыльях, 14 - фонарь пилотской кабины.
3
2
<mrow><mfrac><mrow><mn>1,29</mn><mo>∗</mo><msup><mrow><mn>100</mn></mrow><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac><mfrac><mi>Н</mi><mrow><msup><mi>м</mi><mn>2</mn></msup></mrow></mfrac><mo>=</mo><mn>645</mn></mrow>
Работает система следующим образом: после пуска двигателей и готовности к старту заслонка 8 переводится в положение «закрыто», при этом синхронно с ней жалюзи открываются на оптимальный угол, и вдоль еще неподвижного крыла, над его верхней плоскостью по поверхности жалюзи и вдоль направления стрелок создается поток воздуха, обтекающий верхнюю плоскость крыла. Подсчитаем по уравнению Бернулли эффективность сил внутри потока воздуха. Примем скорость обтекания поверхности крыла воздухом равной 360 км/ч, а это 100 м/с. Плотность воздуха составляет ρ=1,29 кг/м, тогда первая часть уравнения (1) будет равна
кг/м, отсюда составляющая Р статического давления в потоке снизится до 0,93 атм.
Скорость потока воздуха через жалюзи будет зависеть от их конструкции и угла открытия. Учитывая объем воздуха, просасываемый через т.р.д. - турбореактивный двигатель, легко представить, что эта скорость может быть легко достижимой, и подъемная сила, соответственно, обеспечиваться на этом уровне.
Предлагаемый способ увеличения подъемной силы крыла самолета может существенно изменить состояние военной авиации. В полете самолет сможет, не меняя положение к горизонту, совершать резкие маневры вверх, в перевернутом положении совершать горизонтальные прыжки вниз, если не с места, то после короткого разгона быстро подниматься в воздух.