СПОСОБ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ПОВЕРХНОСТЯМИ ВТОРОГО ПОРЯДКА
METHOD OF LIFT CREATION BY SECOND-ORDER SURFACES

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики и может быть использовано при создании воздушных, надводных и подводных судов.
Известен способ создания подъемной силы для летательного аппарата (ЛА) с вертикальным влетом и посадкой, реализованный в ЛА - вертолете [1], заключающийся в том, что необходимая подъемная сила для его взлета, полета и посадки создается несущим винтом (ротором), а не крылом. Для создания подъемной силы вертолет не нуждается в поступательном перемещении.
К недостаткам данного способа и устройства для его реализации следует отнести следующие [1]:
необходимость уравновешивания реактивного момента;
существенные, до 10%, потери мощности в трансмиссии при передаче крутящего момента от двигателя к несущему и рулевому винтам, а в самой конструкции используются длинные валы, что приводит к нежелательным вибрациям в этом ЛА;
сложность управления вертолетом из-за требования строгого соответствия между шагом хвостового винта, шагом несущего винта мощностью двигателя.
Известен также способ создания подъемной силы [2] летательного аппарата, выбранный в качестве прототипа, заключающийся в том, что подъемную силу создают путем вращения диска со скоростью, превышающей число оборотов n=1258,86/R, где
R - радиус окружности радиального центра тяжести.
Летательный аппарат, в котором реализован вышеуказанный способ, включает полый диск, по периметру которого установлены реактивные двигатели, а в его полости - топливные емкости, отличающийся тем, что упомянутый полый диск является внутренним, расположен в наружном полом диске, внутренний периметр которого оснащен зубьями, а реактивные двигатели внутреннего диска размещены радиально, их сопла на выходе из диска повернуты по касательной к периметру диска и направлены в передние грани зубьев наружного диска, при этом ступицы обоих дисков соединены с полой осью при помощи опор, состоящих каждая из гидравлического подшипника, выполненного в виде ступенчатых кольцевых полостей, заполненных водой, из упорного и радиального подшипников, имеющих обводные каналы в ступице для тел качения, причем в теле полой оси выполнены технологические люки, в ее полости размещено оборудование, на верхней части оси расположена кабина, на нижней - картер, отсеки с оборудованием и опоры, а в качестве топлива используют кислород и водород.
Кроме того, вышеуказанный ЛА отличается еще и тем, что его наружный полый диск по внешнему периметру дополнительно снабжен полыми поворотными лепестками с замками, удерживающими их в сложенном положении, и клапанами для заправки и слива балласта (воды).
При этом ЛА снабжен дополнительно не менее чем одним приводом (наружный диск с внутренним, установленные на полой оси), а кабина выполнена в виде автобуса.
Этот ЛА составлен из 4 приводов, расположенных равномерно вокруг центрального привода, а их полые оси соединены общей рамой.
К недостаткам описанных выше способа и устройства для его реализации можно отнести повышенный уровень шума из-за сложности балансировки подвижного внешнего диска с подвижными лепестками и удерживающими замками и как следствие возникновение трудногасимых резонансных частот в полых резонирующих конструкциях рабочих дисков, подвижных лепестков и осей.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является получение подъемной силы, основанное на передаче рабочей среде - воздуху или жидкости механической энергии вращающейся поверхности второго порядка с образованием зоны пониженного давления с одной стороны этой поверхности, с внутренней, и зоны повышенного давления с другой - внешней.
Известно [3], что в аэродинамике широко применяется «Принцип обращения движения», который заключается в том, что силы, действующие на ЛА, не зависят от того, рассматривается ли движение тела в воздушной среде или, наоборот, воздушный поток набегает с той же скоростью на тело.
Известно также [3], что аэродинамические силы, действующие на тело, помещенное в воздушный поток, определяются силами трения и давления.
Рассмотрим последние. Так, силы давления зависят от формы тела, ориентации его относительно потока и параметров самого потока - температуры, плотности, давления и скорости (расхода). Помещенное в поток тело деформирует его. На фиг.1 показана картина обтекания профиля крыла при дозвуковой скорости потока [1].
Вблизи передней кромки поток разделяется на два, а границей является критическая точка К. Каждый из потоков можно представить в виде струйки воздуха, которая, обтекая профиль, деформируется, однако через каждое сечение струйки за одно и то же время проходит одинаковая масса воздуха что приводит согласно уравнению постоянства расхода
1
1
1
2
2
2
ρ·f·V=ρ·f·V=ρ·f·V=const,
где ρ - плотность;
f - площадь сечения струйки;
V - скорость воздуха;
к изменению скорости и плотности, а значит и к изменению давления на обтекаемой поверхности, что следует из уравнения энергии Бернулли, для случая, когда сжимаемостью воздуха можно пренебречь,
<mrow><mfrac><mrow><mi>ρ</mi><mo>⋅</mo><msup><mi>V</mi><mn>2</mn></msup></mrow><mn>2</mn></mfrac></mrow>
где
- скоростной напор, в единицах давления (который иногда обозначают буквой - q);
P - статическое давление.
Иначе говоря, сумма скоростного напора и статического давления в струйке есть величина постоянная. Так например, с увеличением площади сечения струйки в ней уменьшается скорость потока, а значит и скоростной напор q - динамическая составляющая энергии потока, но в этом случае увеличивается ее статическая составляющая - P и наоборот, если площадь сечения струйки уменьшается, то скорость потока в ней, а следовательно, скоростной напор q увеличивается, но тогда падает статическое давление - P.
Если воздушный поток омывает несимметричный аэродинамический профиль, то подъемная сила будет направлена в сторону большего поджатия потока профилем, поскольку с этой стороны местная скорость здесь выше и действует меньшее статическое давление, чем со стороны, где скорость потока ниже из-за того, что поджатие потока меньше.
Так, если в потоке перемещать симметричное тело, например вращать плоский диск, то обе его поверхности будут омываться потоком с одинаковой скоростью, а значит динамические и соответственно статические составляющие полного давления этого потока будут одинаковыми. Вращающийся диск будет находиться в равновесии, потому что действующие на его поверхности силы от статических составляющих давлений потоков, омывающих поверхности диска, будут равны.
На первый взгляд, должен образовываться невозмущенный поток [4], однако относительно вращающегося диска струйки текут не прямолинейно, а спирально. Величины их линейных скоростей определяются по формуле Эйлера V=ωr [6], зависят от радиального положения струйки относительно оси вращения г диска и величины его угловой скорости и поэтому неравны, а это уже признаки возмущенного потока, хотя и отсутствует основной решающий признак - струйки не деформируются присутствующим в потоке телом.
Рассматривая траекторию частицы воздуха, движущуюся относительно вращающегося с постоянной угловой скоростью диска, приходим к выводу, что траектория будет представлять собой спираль [5]. Благодаря силам трения частица будет вращаться вместе с диском, а благодаря центробежным силам частица одновременно будет перемещаться по радиусу диска от оси вращения [6].
Далее будем рассматривать именно, это радиальное движение.
Рассмотрим теперь движение частицы воздуха при вращении прямого, круглого, полого, тонкостенного конуса - 1 относительно вертикальной оси - SY, проходящей через центр окружности основания - O и вершину - S и размещенного относительно этой оси, например, уширением вверх (фиг.2).
a
a
а вн.
а нар.
Выберем вблизи вершины конуса S на образующей 1 точку . В этой точке, на внутренней и внешней поверхностях конуса выделим две воздушные струйки одинакового сечения f и f Поскольку точка  и ее сечения взяты вблизи вершины, полагаем, что в этих сечениях параметры воздушного потока: скорости, местные статические давления и плотности равны.
b вн.
b нар
Продлим струйки к краю конуса от оси вращения до некоторой точки b, как показано на (фиг.2). Очевидно, что струйка на внутренней поверхности конуса будет поджиматься этой поверхностью и в точке b получит сечение f, а струйка на наружной поверхности будет, напротив, расширяться и в точке b достигнет сечения f. Это означает, что параметры потоков на наружной и на внутренней поверхностях конуса изменились.
За счет сужения струйки на внутренней поверхности скорость выросла, и соответственно вырос скоростной напор, а значит снизилось местное статическое давление, а за счет расширения струйки на внешней поверхности конуса снизились скорость и скоростной напор, но выросло местное статическое давление.
Таким образом, выявлена разница в действии местных статических давлений на внутреннюю и внешнюю поверхности конуса, результатом чего и будет подъемная сила, возникающая при вращении конической поверхности. Этот эффект усиливается именно благодаря форме конической поверхности, поскольку увеличение скорости на одной поверхности сопровождается одновременным ее снижением на другой.
Аналогичные доказательства можно привести и для некоторых других центральных поверхностей второго порядка, в частности их сегментов, фиг.3.
Вот в чем, по мнению авторов, выражается технический результат предлагаемого технического решения в интересах получения подъемной силы, его существенное отличие от других решений и его преимущество.
На фиг.1 показана картина обтекания профиля крыла при дозвуковой скорости потока.
На фиг.2 показано различие в деформациях струек рабочей среды на внутренней и на наружной поверхности вращающегося прямого, круглого полого конуса при их радиальном движении.
На фиг.3 показаны сегменты поверхностей второго порядка.
Источники информации
1. В.М. Коц, Д.Е. Липовский. В.Л. Вельский, И.П. Власов, В.Н. Зайцев, С.Н. Кан, В.П. Карножицкий. Конструкция летательных аппаратов. Оборонгиз. М., 1963, (с.124, 131).
2. Заявка на изобретение №2007103967/11, 10.11.2011 г., МПК B64G 1/40, М.С Никитюк. Способ создания подъемной силы летательного аппарата и летательный аппарат для его осуществления.
3. Справочник авиационного техника. Воениздат. М., 1964, (с.224, 225, 232, 233, 240, 241, 354).
4. ГОСТ 23281 Аэродинамика летательных апаратов. Термины, определения и буквенные обозначения.
5. И.Н. Бронштейн и К.А. Семендяев. Справочник по математике. «НАУКА» М., 1964, (с.111, 176).
6. Б.М. Яворский и А.А. Детлаф. Справочник по физике. «НАУКА» М., 1964, (с.24, 27-29).