| US1927537A | 1933-09-19 | |||
| US6231004B1 | 2001-05-15 | |||
| RU174731U1 | 2017-10-30 |
| Формула изобретения. 1. Способ увеличения подъёмной силы крыла состоящего из нижней кромки и верхней кромки с характерной кривизной, отличающийся тем что, на верхней кромке крыла или части крыла поперечно потоку устанавливают два и более полых цилиндров с возможностью вращения по потоку, выступающих за пределы верхней кромки крыла не более своего полудиаметра, ограниченных на концах аэродинамическими гребнями, установленными параллельно потоку. 2. Безопасное крыло самолета, состоящее из нижней кромки и верхней кромки с характерной кривизной, отличающееся тем что, на верхней кромке крыла или части крыла поперечно потоку устанавливается два и более полых цилиндров с возможностью вращения по потоку, выступающих за пределы верхней кромки крыла не более своего полудиаметра, ограниченных на концах аэродинамическими гребнями, установленными параллельно потоку. 3. Безопасное крыло самолета по п.2, отличающееся тем, что подъёмная сила крыла регулируется скоростью вращения цилиндров. 4. Безопасное крыло самолета по п. 2, отличающееся тем, что первый цилиндр может быть частично образующим зоны обтекания передней, верхней кромки крыла. 5. Безопасное крыло самолета по п. 2, отличающееся тем, что цилиндры имеют продольные зазубрины треугольные или другой конической формы с наклоном в сторону движения потока. 6. Безопасное крыло самолета по п. 2, отличающееся тем, что цилиндры на концах ограниченны по потоку аэродинамическими гребнями, выступающими за пределы цилиндров не более радиуса цилиндров. 7. Безопасное крыло самолета по п. 2, отличающееся тем, что с помощью управления скоростью вращения цилиндров можно управлять подъёмной силой крыла без изменения угла атаки крыла. |
самолета.
Область техники
Группа изобретений относится к области авиации и энергетики, в частности к конструкциям крыльев летательных аппаратов и конструкции роторов ветроэнергетических установок с вертикальной осью вращения.
Предшествующий уровень техники
Известен патент РФ N° 2494917 Cl , опуб., 10.10.2013, в котором рассматривается крыло самолета, в котором наряду с необходимостью обеспечения высокого уровня аэродинамического качества и топливной эффективности особое внимание уделяется и безопасности полета. Авторы изобретения несколько оптимизировали параметры имеемых крыльев, не внося в само крыло существенных конструктивных изменений. Недостатками указанного крыла является его высокое аэродинамическое сопротивление при движении, а также не очень хорошее аэродинамическое качество.
Известен патент РФ ·N° 2242400 Cl , опуб., 20.12.2004, в котором рассматривается увеличение Су и аэродинамического качества крыла за счет размещения на нижней задней кромке полуконусов. Это не дает ощутимого выигрыша и приводит к усложнению крыла и потерям энергии.
Предлагаемый способ увеличения подъёмной силы крыла, способ управления подъёмной силой безопасного крыла применим в широком диапазоне скоростей и имеет существенный выигрыш в энергии по сравнению с прототипом для создания подъёмной силы крыла.
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции крыла самолетов. Оно может применяться для улучшения аэродинамических свойств несущих поверхностей, как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых летательных аппаратах (ЛА).
Изобретение также можно использовать как активную лопасть в роторе ветроэнергетической установки с вертикальной осью вращения типа Дарье имеющую невысокую скорость вращения.
Аэродинамические свойства несущей поверхности обычно оцениваются с помощью коэффициента аэродинамического качества К а = С уа /С ха , где С уа , С ха - соответственно коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления. На режимах взлета, посадки и полета на малых скоростях лучшим аэродинамическим качеством обладают профили с большей аэродинамической кривизной. Соответствующая кривизна срединной поверхности при этом может обеспечить минимальное значение коэффициента С ха за счет безударного обтекания и распределение циркуляции вдоль размаха по эллиптическому закону, а также увеличение допускаемой подъемной силы по срыву [Колесников Г.А., Марков В.К., Михайлюк А. А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1993. - 544 с., стр. 201]. На сверхзвуковых режимах полета большим аэродинамическим качеством обладают профили без значительной кривизны. В типовой конструкции крыла для изменения формы в носовой и хвостовой частях профиля обычно используются традиционные средства механизации передней и задней кромок крыла ЛА (закрылки), которые приспособлены для работы в сравнительно малом диапазоне скоростей (взлет и посадка).
Раскрытие изобретений
Техническим результатом изобретения является создание безопасного крыла летательного аппарата, которое обладает малым энергопотреблением и высоким аэродинамическим качеством. Поставленная цель достигается тем, что на верхней кромке крыла создается ускорение потока пограничного слоя с помощью вращающихся полых цилиндров одного или нескольких расположенных в специальных углублениях крыла и перпендикулярных потоку. Обтекающий верхнюю кромку поток ускоряется в пограничном слое вращающимися цилиндрами, тем самым существенно увеличивая разницу давлений между верхней и нижней кромкой крыла, а значит также значительно увеличивает подъёмную силу крыла, без увеличения скорости самого самолета. Для уменьшения потерь участок крыла, снабженного вращающимися цилиндрами ограничен аэродинамическими гребнями. В целом это позволяет выигрывать в общих затратах энергии на получение подъёмной силы и снижать взлетную или посадочную скорость самолета. Так как выигрыш в подъёмной силе может достигать в три и более раз, то и взлетная или посадочная скорость также может уменьшиться в три и более раз обеспечивая безопасный взлет или посадку самолета. Вращение цилиндров не требует большой энергии и может осуществляться от электрогенератора или турбинкой с использованием запасов сжатого воздуха обеспечивая значительное увеличение подъёмной силы при отказе основных двигателей и тем самым позволяя самолету управляемо планировать с использованием высоты, выбирая место для безопасного приземления.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показано крыло вид сбоку. На фиг. 2 показано крыло в изометрии.
Лучшие варианты осуществления изобретений
Управление подъемной силой (её значительное изменение) осуществляется управлением скорости вращения цилиндров. Конструктивно не исключается также применение закрылков для увеличения подъёмной силы крыла на малых скоростях полета при посадке или взлете. При наборе высоты для маршевого полета принудительное вращение цилиндров может выключается.
Безопасное крыло иллюстрируется позициями: крыло 1, цилиндры 2, приводы цилиндров 3, аэродинамические гребни 4, нижняя кромка лопасти 5, верхняя кромка крыла 6, зазубрины на цилиндрах 7. Фиг.1,2.
Безопасное крыло работает следующим образом:
Для увеличения подъёмной силы крыла 1 оно снабжено вращающимися цилиндрами 2, снабженными треугольными или другой конической формы зазубринами 7 с наклоном зазубрин в сторону потока. Вращающиеся цилиндры создают ускорение пограничного слоя на верхней кромке крыла 6 и тем самым создают более эффективное по сравнению с просто обтекаемым крылом разрежение на верхней кромке 6 крыла 1. В результате получается значительно большая в 3-4 раза подъёмная сила безопасного крыла 1. Фиг.1,2. Для уменьшения потерь вследствие перетекания воздуха в зону пониженного давления вращающиеся цилиндры снабжены аэродинамическими гребнями 4.
Так как управление скорости пограничного слоя с помощью вращающихся цилиндров может осуществляться в широких пределах, то отпадает необходимость производить это с помощью закрылков при взлете и посадке, а значит можно избавить самолет от излишнего веса, приходящегося на закрылки и механизмы им сопутствующие, также можно уменьшить аэродинамическое сопротивление, образующееся за счет выступающих обтекателей этих механизмов.
Промышленная применимость
Таким образом, использование изобретения «Способ увеличения подъёмной силы крыла и безопасное крыло самолета» позволяет: существенно уменьшить пробег самолета при взлете или посадке, достичь существенного выигрыша в энергетике ЛА и\или самолета при их движении в воздухе за счет создания большей подъёмной силы, а также возможности её регулирования без изменения угла атаки, осуществлять управляемое планирование при отказе основных двигателей и осуществлять приземление на
подходящие участки местности.
Позволяет также увеличить выработку электроэнергии ветроэнергетической установки за счет её использования при малых ветрах при использования активной крыльевой лопасти в роторе ВЭУ.