Крыло летательного аппарата для аэрогеологоразведки

 

Устройство относится к гидроаэромеханике и может быть использовано в области летательных аппаратов с укороченной дистанцией взлета и посадки, предназначенных для проведения аэрогеологоразведки полезных ископаемых в труднодоступных местах.

Технический результат предлагаемого устройства заключается в эффективности аэрогеологоразведки полезных ископаемых, необходимых для взлета и посадки летательного аппарата (например, самолета).

Достигается это тем, что внутри крыла летательного аппарата для аэрогеологоразведки, имеющего симметричный профиль, согласно техническому решению, установлен источник теплового излучения, примыкающий непосредственно к нижней поверхности крыла и отделенный от верхней поверхности крыла термоэкраном, выполненным из материала, обладающего теплоизоляционными свойствами, при этом подъемная сила F, действующая на крыло, определяется из соотношения F=F0+FF0+k··T·S/2,

где:

F0 - подъемная сила, порожденная ненулевым углом атаки крыла;

F - увеличение подъемной силы, порожденное разностью температур воздуха над и под крылом;

k - постоянный коэффициент;

- плотность воздуха;

T=T12;

Т1 - температура воздуха над крылом;

Т2 - температура воздуха под крылом;

S - общая площадь поверхности крыла, равная сумме площадей нижней и верхней поверхностей крыла.

1 илл.

Устройство относится к гидроаэромеханике и может быть использовано в области летательных аппаратов с укороченной дистанцией взлета и посадки, предназначенных для проведения аэрогеологоразведки полезных ископаемых в труднодоступных местах.

Известны варианты крыла, имеющего несимметричный профиль (Базиев Д.Х. Профиль крыла летательного аппарата (варианты). Патент РФ RU 2461492 С2. Опубликовано 10.05.2012 г.).

Недостатком данных устройств является высокий коэффициент лобового сопротивления, сложность конструкции и трудоемкость изготовления крыльев несимметричного профиля (Кондратьев В. Самый лучший профиль // Крылья Родины, 2, 1987 г., с.20-25).

Наиболее близким к предлагаемому устройству является крыло самолета ЯК-54, имеющее симметричный профиль (Дондуков А.Н., Демченко О.Ф., Долженков Н.Н., Драч Д.К., Ефанов А.Г., Горяинов Ю.А., Матвеев А.П., Попков В.М., Фесенко В.Н. Учебно-тренировочный пилотажный самолет ЯК-54. Патент РФ RU 2177895 С1. Опубликовано 10.01.2002 г.).

Недостатком данного устройства является недостаточно высокое значение коэффициента подъемной силы крыла симметричного профиля (Кондратьев В. Самый лучший профиль // Крылья Родины, 2, 1987 г., с.20-25).

Задачей предлагаемого устройства является увеличение подъемной силы крыла симметричного профиля летательного аппарата (например, самолета) с укороченной дистанцией взлета и посадки, предназначенного для проведения аэрогеологоразведки полезных ископаемых в труднодоступных местах.

Достигается это тем, что внутри крыла летательного аппарата для аэрогеологоразведки, имеющего симметричный профиль, согласно техническому решению, установлен источник теплового излучения, примыкающий непосредственно к нижней поверхности крыла и отделенный от верхней поверхности крыла термоэкраном, выполненным из материала, обладающего теплоизоляционными свойствами, при этом подъемная сила F, действующая на крыло, определяется из соотношения F=F0+FF0+k··T·S/2,

где:

F0 - подъемная сила, порожденная ненулевым углом атаки крыла;

F- увеличение подъемной силы, порожденное разностью температур воздуха над и под крылом;

k - постоянный коэффициент;

- плотность воздуха;

Т=Т12;

Т1 - температура воздуха над крылом;

Т2 - температура воздуха под крылом;

S - общая площадь поверхности крыла, равная сумме площадей нижней и верхней поверхностей крыла.

При обтекании воздухом крыла, имеющего симметричный профиль, к нижней поверхности которого примыкает источник теплового излучения, размещенный внутри крыла и отделенный от верхней поверхности крыла термоэкраном, полная удельная энергия потока воздуха, обтекающего крыло снизу, вследствие его нагрева будет больше полной удельной энергии потока воздуха, обтекающего крыло сверху, то есть

где

e1 - полная удельная энергия элементарного потока воздуха, обтекающего крыло сверху; Е 1 - полная энергия элементарного потока воздуха, обтекающего крыло сверху; е2 - полная удельная энергия элементарного потока воздуха, обтекающего крыло снизу; Е2 - полная энергия элементарного потока воздуха, обтекающего крыло снизу; m1, m2 - массы элементарных потоков воздуха, обтекающих крыло сверху и снизу соответственно. Под элементарным потоком подразумевается плоский поток, вертикальный размер и площадь живого сечения которого стремятся к нулю (Гейер В.Г., Дулин B.C., Заря А.Н. Гидравлика и гидропривод. М: Недра, 1991 г., 331 с).

Неравенство (1) следует из известного соотношения (Яворский Б.М., Детлаф А.А. Справочник по физике. М.: Наука, 1980 г., 512 с):

где kET - коэффициент пропорциональности, Т1 - абсолютная температура воздуха над крылом, Т 2 - абсолютная температура воздуха под крылом,. Из (2, 3) следует, что

где е - полная удельная энергия, которой обладает воздух,

С другой стороны (Гейер В.Г., Дулин B.C., Заря А.Н. Гидравлика и гидропривод. М.: Недра, 1991 г., 331 с.) в общем случае:

u1 и u2 - скорости обтекания крыла потоками воздуха непосредственно над и под крылом соответственно; р1 и р2 - значения давления непосредственно над и под крылом соответственно; 1 и 2 - значения плотности воздуха непосредственно над и под крылом соответственно; z1 и z2 - геометрические высоты верхней и нижней точек крыла соответственно относительно плоскости сравнения потенциальной энергии, g- ускорение свободного падения.

При симметричном профиле крыла и угле атаки крыла, равном нулю,

В качестве плоскости сравнения потенциальной энергии, от которой отсчитываются величины z1 и z 2, всегда может быть выбрана горизонтальная плоскость, удаленная от крыла так, что будет выполняться неравенство

где С - абсолютная толщина профиля крыла, т.е. максимальное расстояние от верхней до нижней поверхности профиля крыла в сечении, перпендикулярном хорде крыла,

В этом случае можно считать, что

Тогда неравенство (1) с учетом (9)-(11) и (14) принимает вид

Поскольку в реальных ситуациях скорость обтекания крыла воздухом имеет большие значения, то за время обтекания воздухом крыла воздух, находящийся под крылом, практически не успевает передать свою энергию, полученную от источника теплового излучения, примыкающим к нему более холодным соседним массивам воздуха. Поэтому процессы, протекающие в воздухе под крылом, можно рассматривать как адиабатические (т.е. изоэн-тропийные).

Кроме того, вследствие упомянутой выше скоротечности процессов, происходящих под крылом, эти процессы можно рассматривать не только как адиабатические (изоэнтропийные), но и как изохорные, т.е. в течение этих процессов плотность воздуха практически не успевает измениться за время обтекания воздухом нижней поверхности крыла, т.е. можно считать, что

Вследствие равенства (16)

Из (15) и (16) с учетом (4-7) следует, что при нагреве потока воздуха, обтекающего крыло снизу,

что приводит к увеличению подъемной силы на величину

или, с учетом (3)-(11), (14):

где Т=Т12, Т1 и T2 - значения температуры воздуха непосредственно над и под крылом соответственно, S - общая площадь поверхности крыла, равная сумме площадей нижней и верхней поверхностей крыла, - знак пропорциональности.

При этом результирующая подъемная сила F, действующая на крыло, определяется по формуле

где F0 - подъемная сила, порожденная ненулевым углом атаки крыла.

Изложенная сущность поясняется графически на Фиг., где 1 - верхняя поверхность крыла, 2 - нижняя поверхность крыла, 3 - источник теплового излучения, 4 - термоэкран.

Устройство работает следующим образом.

При обтекании верхней 1 и нижней 2 поверхностей крыла симметричного профиля поток воздуха, обтекающий крыло снизу, получает дополнительную энергию в результате его нагрева от источника теплового излучения 3. Термоэкран 4 осуществляет тепловую изоляцию верхней поверхности 1 крыла от источника теплового излучения 3, в результате чего обеспечивается разность температур потоков воздуха, обтекающих крыло сверху и снизу. Следствием этой разности температур является то, что давление воздуха под крылом становится больше давления воздуха над крылом. Эта разность давлений, порожденная разностью температур воздуха над и под крылом, приводит к увеличению подъемной силы, действующей на крыло, на величину, определяющуюся по формуле (19).

Технический результат предлагаемого устройства заключается в расширении области земной поверхности, доступной для аэрогеологоразведки полезных ископаемых, с точки зрения рельефно-ландшафтных особенностей этой поверхности из-за возможности использования меньших по протяженности ровных ее участков в качестве взлетно-посадочных полос, необходимых для взлета и посадки летательного аппарата (например, самолета), предназначенного для проведения названной аэрогеологоразведки в труднодоступных местах.

Крыло летательного аппарата для аэрогеологоразведки, имеющее симметричный профиль, отличающееся тем, что внутри крыла установлен источник теплового излучения, примыкающий непосредственно к нижней поверхности крыла и отделенный от верхней поверхности крыла термоэкраном, выполненным из материала, обладающего теплоизоляционными свойствами, при этом подъемная сила F, действующая на крыло, определяется из соотношения F=F0+FF0+k··T·S/2,

где F0 - подъемная сила, порожденная ненулевым углом атаки крыла;

F - увеличение подъемной силы, порожденное разностью температур воздуха над и под крылом;

k - постоянный коэффициент;

- плотность воздуха;

T=T1-T2;

T1 - температура воздуха над крылом;

T2 - температура воздуха под крылом;

S - общая площадь поверхности крыла, равная сумме площадей нижней и верхней поверхностей крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при организации обучения летчиков и закрепления навыков пилотажа

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности, к конструктивным элементам летальных аппаратов и может быть использована в пассажирских, транспортных самолетах в конструкции крыла с целью повышения аэродинамического качества за счет компенсации концевых вихрей на крыле

Полезная модель относится к авиационно-космической технике, а именно к звуковым, сверхзвуковым и гиперзвуковым летательным аппаратам

Полезная модель относится к гидроаэромеханике и может быть использована в области летательных аппаратов с укороченной дистанцией взлета и посадки, предназначенных, например, для проведения аэрогеологоразведки твердых, жидких и газообразных полезных ископаемых (в том числе нефти и природного газа) в труднодоступных местах
Наверх