Крыло аппарата тяжелее воздуха

НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ КРЫЛО АППАРАТА ТЯЖЕЛЕЕ ВОЗДУХА(71) Заявители Лаврентьев Николай Алексеевич Хлебцевич Всеволод Алексеевич(72) Авторы Лаврентьев Николай Алексеевич Хлебцевич Всеволод Алексеевич(73) Патентообладатели Лаврентьев Николай Алексеевич Хлебцевич Всеволод Алексеевич(57) 1. Крыло аппарата тяжелее воздуха, профиль аэродинамический которого содержит обтекатель передней поверхности, корневую и хвостовую части, отличающееся тем, что верхняя поверхность крыла выполнена с возможностью бесконечного перемещения по траектории верхней плоскости профиля крыла. 2. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что верхняя поверхность крыла образована бесконечной лентой или телом вращения с автономным приводом. 3. Крыло по любому из пп. 1, 2, отличающееся тем, что верхняя поверхность крыла,образованная бесконечной лентой или телом вращения, выполнена в форме ротора с осью вращения вдоль оси маха крыла, а обтекатель крыла выполнен в виде экрана, расположенного оппозитно нижней и/или передней поверхности ротора. 4. Крыло по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что оно снабжено, по меньшей мере, вторым ротором с осью вращения, ориентированной вдоль оси маха крыла. 5. Крыло по любому из пп. 1-4, отличающееся тем, что оно снабжено ионизатором воздуха, расположенным перед фронтом тела вращения, а к наружным поверхностям крыла и ротора подведен электрический потенциал противоположной полярности относительно потенциала ионизатора. 6. Крыло по п. 4, отличающееся тем, что оно снабжено движителем линейного перемещения магнитного поля вдоль верхней поверхности и/или нижней поверхности крыла,выполненным в виде статора линейного шагового двигателя.(56) 1. Военно-авиационный словарь. - М. Воениздат СССР, 1966. - С. 185. 2. Военно-авиационный словарь. - М. Воениздат СССР, 1966. - С. 184, 289, 340 (прототип). Полезная модель относится к механике к области конструирования крыльев летательных аппаратов тяжелее воздуха и крыльев подводных и надводных судов и может быть использована в различных областях хозяйственной деятельности. Известно крыло стреловидное, имеющее в плане сильно выраженную положительную или отрицательную стреловидность, когда концы крыла вынесены вперед. Крыло предназначено для полета самолета со скоростью, превышающей скорость звука. Высокие аэродинамические характеристики крыла проявляются только на указанных скоростях полета самолета. Величина подъемной силы полной аэродинамической возникает для данной конструкции крыла только при больших скоростях набегающего воздушного потока на крыло, что требует значительных энергозатрат двигателя самолета 1. Известно крыло аэродинамического профиля аппарата тяжелее воздуха, принятое за прототип, содержащее обтекатель передней поверхности, корневую, хвостовую и концевую части. Крыло может иметь различную форму в плане и увеличенную поверхность обтекания верхней плоскости крыла относительно нижней. Аэродинамические характеристики крыла зависят от его конструкции и геометрических характеристик и являются функцией критерия подобия, в частности числа Рейнольдса и критического числа М. Сила подъемная аэродинамическая крыла является результирующей трех ее составляющих сил лобового сопротивления, подъемной и боковой силы. На основании этих сил основан полет летательных аппаратов тяжелее воздуха в воздушной среде. Причиной подъемной силы является разность давлений на верхней и нижней поверхностях крыла при несимметричном обтекании его набегающим потоком встречного воздуха. Величина подъемной силы зависит от скорости потока, плотности воздуха, формы крыла и характерной его площади 2. Известное крыло обеспечивает постоянство подъемной силы на малых до звуковых скоростях. Недостаток известного объекта проявляется в том, что он требует значительной величины тяги двигателя и значительной длины взлетной полосы, что не всегда технологически оправдано, в связи с тем, что известное крыло не обеспечивает оперативности оптимизации отбора мощности набегающего ветрового потока и, следовательно, снижает технологические и энергетические возможности использования летательного аппарата. В основу полезной модели положена задача увеличения подъемной силы на крыле путем увеличения скорости набегающего воздушного потока и разности его скоростей на верхней и нижней поверхностях крыла. Поставленная задача достигается тем, что в крыле аппарата тяжелее воздуха, профиль аэродинамический которого содержит обтекатель передней поверхности, корневую и хвостовую части, согласно полезной модели, верхняя поверхность крыла выполнены с возможностью бесконечного перемещения по траектории верхней плоскости профиля крыла. В крыле верхняя его поверхность образована бесконечной лентой или телом вращения с автономным приводом. В крыле верхняя его поверхность, образованная бесконечной лентой или телом вращения, выполнена в форме ротора с осью вращения вдоль оси маха крыла, а обтекатель крыла выполнен в виде экрана, расположенного оппозитно нижней и/или передней поверхности ротора. Крыло снабжено, по меньшей мере, вторым ротором с осью вращения, ориентированной вдоль оси маха крыла. 2 816 Крыло снабжено ионизатором воздуха, расположенным перед фронтом тела вращения, а к наружным поверхностям крыла и ротора подведен электрический потенциал противоположной полярности относительно потенциала ионизатора. Крыло снабжено движителем линейного перемещения магнитного поля вдоль верхней поверхность и/или нижней поверхности крыла, выполненным в виде статора линейного шагового двигателя. Сущность полезной модели поясняется чертежом, где фиг. 1 - общий вид профиля крыла и схема преобразования воздушного слоя над телом вращения-ротором и крылом в статике фиг. 2 - схема преобразования набегающего воздушного потока на крыло с ротором фиг. 3 - фрагмент крыла в плане фиг. 4 - схема набегающего воздушного потока на вращающийся ротор фиг. 5 - схема действия сил Магнуса на ротор от набегающего воздушного потока фиг. 6 - схема возникновения силы подъемной аэродинамической на крыло с вращающимся ротором и график оптимизации параметров крыла фиг. 7 - схема возникновения силы подъемной аэродинамической на крыло с вращающимся ротороми воздействием на крыло потока ионов от работы ионизатора и статора линейного шагового двигателя фиг. 8 - схема преобразования набегающего воздушного потока на крыло, снабженное тремя роторами фиг. 9 - схема преобразования набегающего воздушного потока на крыло, снабженное бесконечной лентой. Крыло 1 по фиг. 1-9 включает ротор 2, помещенный в подшипниковые опоры 3 посредством осей 4 продольных с автономным приводом 5, например, от мотор-редуктора,обтекатель 6 передней поверхности по фиг. 3, 7, снабженный ионизатором воздуха 7 с зарядным устройством 8. Крыло 1 может содержать, по меньшей мере, второй, третий роторы 9, 10 с осями вращения, ориентированными вдоль крыла 1. Крыло аэродинамического профиля аппарата тяжелее воздуха содержит обтекатель 6 передней поверхности 11, корневую часть 12, хвостовую часть 13. Верхняя поверхность 14 и/или нижняя поверхность 15, и/или передняя поверхность 11 крыла 1 могут быть выполнены с возможностью бесконечного перемещения по траектории, соответственно,верхней и нижней плоскостями профиля крыла 1, т.е. могут быть снабжены движителем их линейного перемещения. Верхняя поверхность 14 и нижняя поверхность 15 крыла, с возможностью бесконечного перемещения доменной структуры материала крыла по траектории верхней плоскости профиля крыла 1. Крыло 1 может быть снабжено движителем линейного перемещения бегущего магнитного поля вдоль верхней поверхности 14 и/или нижней поверхности 15 крыла 1, выполненным в виде статора 16 линейного шагового двигателя. Статор 16 линейного шагового двигателя при его работе образует движущееся по траектории верхней и нижней плоскостей 14, 15 профиля крыла 1 магнитное поле, способствующее интенсификации направленного движения ионов, инициируемых ионизатором 7. Профиль крыла 1 - сечение крыла 1 плоскостью, перпендикулярной его размаху или оси фокусов, например, очертание верхнего и нижнего контура крыла 1 может быть симметричным или несимметричным и описано по дуге и может иметь сечение линзообразное-двояковыпуклое или чечевицеобразное, ромбовидное, каплевидное и т.п. В крыле 1 передняя поверхность 11 и верхняя поверхность 14 крыла 1 образованы телом вращения с автономным приводом 5. Тело вращения может быть выполнено, в зависимости от технологических и конструктивных требований производителя в форме цилиндрического ротора 2, 9, 10 или в виде бесконечной движущейся с заданной скоростью ленты 17 эллипсообразной формы, оболочкой и т.п. Передняя и верхняя поверхности 11, 14 крыла 1, например для упрощения доказательности возникновения нового аэродинамического эффекта, могут быть образованы телом 3 816 вращения, выполненным в форме ротора 2, 9, 10 с осью вращения вдоль оси маха крыла 1,а обтекатель 6 крыла 1 выполнен в виде экрана, расположенного оппозитно нижней и/или передней поверхности ротора 2. Крыло может быть снабжено, по меньшей мере, вторым, третьим роторами 9, 10 с осью вращения, ориентированной вдоль оси маха крыла. Крыло для увеличения скорости набегающего воздушного потока может быть снабжено ионизатором 7 воздуха, расположенным на верхней поверхности обтекателя 6 перед фронтом тела вращения, например ротора 2, а к наружным поверхностям крыла 1 и ротора 2 подведен положительный электрический потенциал противоположной полярности относительно отрицательной полярности ионизатора 7. Работа крыла происходит следующим образом. В неподвижном положении крыла аппарата тяжелее воздуха (летательного аппарата,подводного аппарата, судна на подводных крыльях, ветроэнергетической установки и т.п.) при отсутствии набегающего потока воздуха и не вращающемся роторе 2 на крыло 1 действует только сила тяжестипо фиг. 1. При вращении ротора 2 или ленты 17 по фиг. 2, 9, согласно эффекта Магнуса, в сторону верхней поверхности 14 крыла 1 вдоль образующей поверхности ротора 2 создается движение потока воздуха, распространяющееся от кромки вдоль верхней поверхности 14 крыла 1, вызывая снижение сопротивления воздушных масс над крылом 1 и, соответственно, уменьшения атмосферного давления. При этом давление атмосферного воздуха под крылом 1 создает подъемную силу Р. Появление набегающего воздушного потока по фиг. 2 на роторе 2 увеличивает разрежение воздушных масс над крылом 1 за счет суммирования движения прилегающих к крылу 1 с ротором 2 и обегающих по верхней поверхности 14 крыла 2 воздушных струй суммарной скорости набегающих потоков и движения воздушного слоя на поверхности ротора 2. Рассматривая схему действия внешних сил на профиле крыла по фиг. 6, оцениваем подъемную силу , исходя из действия набегающего потока воздуха под угломатаки крыла 1, подъемной силы профиляи лобового сопротивления профиля , действующего вдоль хордыпрофиля крыла. Рассматривая схему действия сил на вращающемся роторе по фиг. 5, принимаем, что Рс - подъемная сила вращающегося в набегающем воздушном потоке ротора (сила Магнуса) Рв - сила набегающего ветрового потока Р - равнодействующая сила Рк - сила втягивания ротора в турбулентный карман по фиг. 4 воздушного потока за вращающимся ротором Р - сила турбулентного сопротивления подъему РРк, где- угол наклона оси воздушного шлейфа- сила сопротивления ротора подъему Ро 11, где 1 - вес ротора 1 - подъемная сила вращающегося ротора, то 1- Ро. При применении вращающегося ротора 1 в крыле 2 учитывают только подъемную силу Рс, т.к. вес ротора 2 входит в общий вескрыла 1, а сила сопротивления ротора 2 подъему снимается конструктивным исполнением крыла 1, прикрывающим нижнюю поверхность вращающегося ротора 2. Подъемная сила крыла 1 с вращающимся ротором 2 при воздействии набегающего потокаВ случае использования обтекателя 6 и ионизатора 7 воздуха по фиг. 7 крыло 1 работает следующим образом. Зарядное устройство 8 создает ток высокого напряжения на поверхности ротора 2, а ионизатор 7 выполнен в форме пластины, изогнутой вдоль образующей ротора 2. 4 816 Ионизатор 7 инициирует коронный разряд, который, воздействуя на молекулы воздуха, образует нестойкий трехатомный кислород, разлагающийся затем на обычный двухатомный кислород и атомарный ион кислорода. Ионы воздуха способствуют образованию в пограничном воздушном слое, примыкающем к верхней поверхности 14 крыла 1, турбулентных завихрений, способствующих значительному снижению давления, соответственно, увеличению подъемной силы Р крыла 1. Кроме того, наличие заряда на поверхности крыла 1 удерживает ионы и смешанные с ним массы воздуха от срыва потока с задней кромки крыла 1, заставляя их циркулировать вдоль профиля крыла 1. Для увеличения скорости набегающего на крыло 1 воздушного потока верхняя его поверхность 14 и нижняя поверхность 15 могут быть снабжены статором 16 линейного шагового двигателя, т.е. движителем бегущего магнитного поля. Статор 16 линейного шагового двигателя при его работе образует вдоль траектории верхней и нижней поверхностей 14, 15 профиля крыла 1 бегущее магнитное поле, которое способствует более интенсивному движению ионизированной воздушной массы вдоль поверхности крыла 1, образуя принудительную циркуляцию, прилегающего к поверхности крыла 1 воздушного слоя и, следовательно, увеличению подъемной силы на крыле 1. При этом противоток воздушной смеси против движения набегающего потока под крылом 1 увеличивает давление на крыло 1 снизу, соответственно, еще более увеличивая подъемную силу Р крыла 1. Эта циркуляция движения ионизированных воздушных смесей обеспечивает снижение энергозатрат на восстановление ионного слоя, т.к. циркуляция осуществляется практически без потерь ионов. Отсутствие же срыва потока с задней кромки крыла 1, т.е. исчезновение турбулентного следа, снимает тормозной эффект срыва потока, что приводит к увеличению скорости обтекания крыла 1 набегающим потоком, например для самолетов для увеличения скорости полета при сохранении энергозатрат. Применение рядного исполнения роторов по фиг. 8, дополнительными роторами 9, 10 значительно увеличивает подъемную силу крыла 1 и циркуляцию движения прилегающего к поверхности крыла 1 воздушного слоя. Новая конструкция крыла позволяет принципиально изменить условия его обтекания набегающим воздушным потоком со значительной разностью скоростей и, следовательно,разностью давлений на верхней и нижней поверхностях крыла по сравнению с известным при одной и той же мощности двигателя или его тяги. На дату подачи заявки построена модель крыла и проведены ее испытания в аэродинамической трубе на кафедре Юнеско Белорусской государственной политехнической академии. Национальный центр интеллектуальной собственности. 220034, г. Минск, ул. Козлова, 20.