Описание.

Изобретение относится к области авиации и представляет собой летательный аппарат тяжелее воздуха. В основу работы летательного аппарата положен принцип работы крыла самолета. Фактически, в конструкции летательного аппарата частично использован профиль крыла самолета, обеспечивающий эффект возникновения подъемной силы. Поэтому, летательным аппаратом, определяющим предшествующий уровень техники, является самолет, как летательный аппарат наиболее схожий с предлагаемым летательным аппаратом по принципу работы крыла, создающему эффект возникновения подъемной силы.

Рабочая поверхность кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата имеет профиль тыльной части профиля крыла самолета и выполняет ту же функцию, что и тыльная часть крыла самолета. Значение тыльной части профиля крыла самолета в возникновении подъемной силы подробно описано далее. Отличительная особенность предлагаемого летательного аппарата заключается в том, что крыло самолета представляет собой линейно вытянутый профиль и расположено перпендикулярно движению самолета, а рабочая поверхность кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата закольцована вокруг нагнетателя, формирующего необходимый поток воздуха, для создания подъемной силы. Таким образом, отличие заключается лишь во внешнем виде летательного аппарата и в условиях, необходимых для возникновения подъемной силы. Так, если для того, чтобы начало работать крыло самолета, т. е. возникла подъемная сила, достаточная для удержания летательного аппарата в воздухе, требуется разогнать сам самолет до необходимой скорости, то для того, чтобы начало работать кольцевое крыло предлагаемого летательного аппарата, необходимо разогнать до той же скорости лишь поток воздуха, подаваемого нагнетателем на рабочую поверхность кольцевого крыла.

фиг.1 - Фронтальная часть профиля крыла самолета.

фиг.2 - Тыльная часть профиля крыла самолета.

фиг.З - Направление движения условно взятой отдельной молекулы воздуха относительно неподвижной среды после столкновения с фронтальной частью профиля крыла движущегося самолета.

фиг.4 - Направление движения отдельно взятой молекулы воздуха, находящейся в потоке, относительно неподвижного крыла после столкновения с фронтальной частью профиля крыла самолета.

фиг.5 - Направление движения отдельно взятой молекулы воздуха относительно движущегося крыла после столкновения с фронтальной частью профиля крыла самолета.

ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) фиг.6 - Движение молекул воздуха относительно неподвижной среды при движении крыла самолета.

фиг.7 - Направление движения потока воздуха при заходе его на тыльную часть профиля крыла самолета.

фиг.8 - Направление движения потока воздуха, подаваемого нагнетателем на рабочую поверхность кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата, при расположении профиля рабочей поверхности кольцевого крыла в горизонтальной плоскости, приводящее к нежелательному эффекту обратной тяги.

фиг.9 - Направление движения потока воздуха, подаваемого нагнетателем на рабочую поверхность кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата, при расположении профиля рабочей поверхности кольцевого крыла под углом к горизонтальной плоскости, исключающим нежелательный эффект обратной тяги.

фиг.10 - Схема устройства предлагаемого летательного аппарата:

1. Входное отверстие для забора воздуха;

2. Нагнетатель, формирующий поток воздуха, подаваемого на рабочую поверхность кольцевого крыла;

3. Кольцевой диффузор, распределяющий поток воздуха по рабочей поверхности кольцевого крыла, а также позволяющий осуществлять функции управления движением летательного аппарата;

4. Кольцевое крыло с рабочей поверхностью образованной тыльной частью профиля крыла самолета;

5. Привод нагнетателя.

Необходимо обратить внимание на то, что в качестве профиля рабочей поверхности кольцевого крыла летательного аппарата выбран не весь профиль крыла самолета, а только его часть, а именно, только тыльная часть профиля крыла самолета. Это принципиально важный момент, поэтому, прежде чем приступить к подробному описанию схемы устройства и принципа действия предлагаемого летательного аппарата, необходимо внести некоторые пояснения. Для этого потребуется сделать небольшое отступление и коснуться немного теории.

Принято считать, что природа механизма возникновения подъемной силы крыла самолета, заключается в возникновении эффекта, описанного Даниилом Бернулли, а именно, за счет разницы давлений, возникающей в результате разницы скоростей потоков, огибающих верхнюю и нижнюю части профиля крыла самолета. К сожалению, это общепринятое утверждение является ошибочным и не выдерживает никакой критики. Хотя бы потому, что Бернулли вывел свои уравнения для потоков, внутри которых жидкости или газы не меняют своего объема и давления, т. е. для ламинарных потоков. В случае же с крылом самолета, объем и давление внутри потока изменяются при огибании потоком профиля крыла самолета. А именно, поток набегающего воздуха сжимается во фронтальной части профиля крыла, уменьшая при этом свой объем и увеличивая давление, и расширяется, огибая верхнюю часть профиля крыла, увеличивая при этом свой объем и уменьшая давление. Следовательно, такой поток никак не может являться ламинарным и использование закона Бернулли в данном случае абсолютно бессмысленно. Кроме того, скорости, при которых крыло самолета начинает работать, в десятки раз превышают предельные скорости ламинарных потоков. Совершенно очевидно, что существует необходимость детально разобраться и выяснить, как же на самом деле устроен механизм возникновения подъемной силы крыла самолета, за счет чего и в какой именно части его профиля возникает сила, удерживающая в воздухе многотонные машины.

Чтобы разобраться в этом, рассмотрим классический профиль крыла самолета. Разобьем его верхнюю часть на две, и назовем их, условно, фронтальная часть (см. фиг.1) и тыльная часть (см. фиг.2), с условной точкой перехода от фронтальной к тыльной части, находящейся примерно в верхней точке профиля крыла. Следует сразу обратить внимание на то, что общепринятое рассмотрение работы крыла самолета в набегающем потоке затрудняет понимание процессов, происходящих на самом деле. Все становится на свои места, если рассматривать работу крыла самолета в неподвижной среде, т. е. работу крыла, движущегося относительно неподвижной среды, так, как это и происходит на самом деле в реальности.

Итак, для начала вспомним, что воздух состоит из отдельных молекул, имеющих определенную массу и находящихся в постоянном движении и взаимодействии, определяющим потенциальную энергию давления, в данном случае атмосферного. И если этим молекулам, находящимся в хаотическом движении, придать однонаправленное движение, то это уже будет поток, способный совершать определенную работу, благодаря полученной кинетической энергии, соответствующей приобретенной скорости.

Теперь понаблюдаем за условно взятой отдельной молекулой воздуха, находящейся на пути движения крыла самолета, а чтобы яснее понять картину происходящего, наблюдать будем с разных точек зрения. Столкнувшись с фронтальной частью профиля крыла движущегося самолета, рассматриваемая молекула воздуха начинает движение относительно неподвижной среды, получив при этом определенную скорость и, соответственно, определенную кинетическую энергию: з 1) относительно неподвижной среды - перпендикулярно к касательной, проведенной к фронтальной части профиля крыла в точке столкновения (см. фиг.З);

2) относительно неподвижного крыла - вектор скорости, определяющий направление движения рассматриваемой молекулы воздуха, находящейся в потоке, после столкновения с фронтальной частью профиля крыла, направлен под углом к касательной, проведенной к фронтальной части профиля крыла в точке столкновения, равным углу между касательной и направлением движения крыла, другими словами, угол падения равен углу отражения (см. фиг.4);

3) а относительно движущегося крыла, учитывая то, что крыло самолета после столкновения с рассматриваемой молекулой воздуха не поменяло своего направления и продолжает движение с прежней скоростью, рассматриваемая молекула воздуха движется по касательной проведенной к фронтальной части профиля крыла в точке столкновения (см. фиг.5).

Таким образом, молекулы воздуха, находящиеся на пути движения крыла самолета, после столкновения с фронтальной частью профиля крыла, обретают однонаправленное движение относительно неподвижной среды, т. е. принимают вид потока с кинетической энергией соответствующей скорости приобретенной после столкновения. Образовывающийся относительно неподвижной среды поток, формируемый и направляемый вверх фронтальной частью профиля крыла самолета, обладая кинетической энергией, совершает работу, компенсируя или сдерживая (как угодно) потенциальную энергию давления воздушной среды над верхней частью, профиля крыла и, тем самым, создает разряжение, т. е. отрицательное давление в тыльной части профиля крыла самолета. Причем поток, относительно движущегося крыла, огибает его тыльную часть, не повторяя контур тыльной части профиля крыла самолета, как это принято считать, а по дуге, именно по дуге, постепенно расходуя свою кинетическую энергию и теряя приобретенную скорость. На фиг.6 показано схематичное движение молекул воздуха при движении крыла самолета относительно неподвижной среды.

Таким образом, подъемная сила возникает именно в тыльной части профиля крыла самолета за счет разряжения, создаваемого образовывающимся относительно неподвижной среды потоком воздуха, формирующимся фронтальной частью профиля крыла, в результате движения самолета.

Возвращаясь к описанию устройства и принципа действия предлагаемого летательного аппарата, следует заметить, что в образовании рабочей поверхности кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата использована только тыльная часть профиля крыла самолета, в которой и возникает разряжение, обеспечивающее подъемную силу. Итак, рабочая поверхность кольцевого крыла предлагаемого летательного аппарата представляет собой поверхность, образованную тыльной частью профиля крыла самолета, закольцованной вокруг нагнетателя - источника потока воздуха. При этом, необходимо обратить внимание на следующее. При рассмотрении работы классического профиля крыла самолета видно, что направление потока воздуха, огибающего верхнюю часть профиля крыла, при заходе потока на тыльную часть профиля, определяется касательной, проведенной к условной точке перехода от фронтальной к тыльной части профиля крыла и расположено под некоторым углом к горизонтальной плоскости (см. фиг.7). Поэтому, при расположении профиля рабочей поверхности кольцевого крыла в горизонтальной плоскости, как показано на фиг.8, поток воздуха, подаваемого нагнетателем на рабочую поверхность кольцевого крыла, будет направлен под некоторым углом к горизонтальной плоскости, что может создавать нежелательный эффект обратной тяги. Учитывая это, следует расположить профиль рабочей поверхности кольцевого крыла под некоторым углом к горизонтальной плоскости так, чтобы направление потока воздуха, подаваемого нагнетателем на рабочую поверхность кольцевого крыла, располагалось в горизонтальной плоскости, как показано на фиг.9. Это дает возможность исключить нежелательный эффект обратной тяги, а также позволяет увеличить полезный объем внутри предлагаемого летательного аппарата.

Для создания потока воздуха, как необходимого условия для возникновения подъемной силы, в конструкции предлагаемого летательного аппарата предполагается использование нагнетателя, вокруг которого и располагается рабочая поверхность кольцевого крыла. Функция нагнетателя - обеспечение подачи потока воздуха на рабочую поверхность кольцевого крыла в достаточном количестве и со скоростью, необходимой для возникновения подъемной силы. Тип нагнетателя не имеет принципиального значения, главное требование к нагнетателю - обеспечение потока воздуха с характеристиками необходимыми для возникновения подъемной силы.

Для формирования потока воздуха после нагнетателя в конструкции предлагаемого летательного аппарата предполагается использование кольцевого диффузора, функция которого состоит в направлении и распределении потока воздуха по рабочей поверхности кольцевого крыла, а также функция управления движением предлагаемого летательного аппарата.

Схема устройства и принцип действия предлагаемого летательного аппарата показаны на фиг.10. Через входное отверстие 1, расположенное в верхней части летательного аппарата, нагнетатель 2 производит забор воздуха и подает его через кольцевой диффузор 3 на рабочую поверхность кольцевого крыла 4. Распределенный и направленный кольцевым диффузором поток воздуха, наделенный кинетической энергией, огибает рабочую поверхность кольцевого крыла, выполняющего ту же роль, что и тыльная часть крыла самолета, совершает работу, компенсируя потенциальную энергию давления воздушной среды над рабочей поверхностью кольцевого крыла и, тем самым, создает разряжение, т. е. отрицательное давление, обеспечивающее подъемную силу, необходимую для поднятия в воздух предлагаемого летательного аппарата.

Предполагаемое управление движением предлагаемого летательного аппарата возможно изменением размера кольцевого диффузора 3 по периметру. Так, для горизонтального перемещения - увеличением кольцевого диффузора с одной стороны и уменьшением с другой, для вертикального перемещения - равномерным изменением кольцевого диффузора по всему периметру, либо изменением числа оборотов привода 5 нагнетателя. Такое управление не требует применения сложных исполнительных механизмов, а значит, предполагает простое и надежное управление движением предлагаемого летательного аппарата.

К преимуществам предлагаемого летательного аппарата можно отнести следующее:

1) Способность вертикального взлета-посадки, что дает возможность использования его в местах, не оборудованных специальными взлетно-посадочными площадками;

2) В сравнении с самолетом предлагаемый летательный аппарат имеет более высокий КПД, обусловленный меньшими затратами мощности. А именно, если для поднятия в воздух самолета требуется разогнать сам самолет со всей его массой до необходимой скорости, то для взлета предлагаемого летательного аппарата необходимо разогнать до той же скорости лишь поток воздуха, подаваемого на рабочую поверхность кольцевого крыла;

3) Предполагаемая простота и надежность управления движением;

4) Отсутствие каких-либо выступающих вращающихся винтов, делает предлагаемый летательный аппарат более безопасным и расширяет возможности его использования в труднодоступных местах.

Несмотря на косвенное родство с самолетом, по схожести профиля рабочей поверхности крыла определяющего принцип возникновения подъемной силы, предлагаемый летательный аппарат, несомненно, представляет собой летательный аппарат принципиально нового типа и открывает совершенно новые направления развития авиации.