РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 612 337 (13) C1
	(51) МПК B64C 23/08 (2006.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 03.09.2021)
Пошлина:	Возможность восстановления: нет.

(21)(22) Заявка: 2016107556, 02.03.2016 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 02.03.2016 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 02.03.2016 (45) Опубликовано: 07.03.2017 Бюл. № 7 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: US 1665533 A, 10.04.1928. US 2039676 A, 05.05.1936. RU 2272748 C2, 27.03.2006. US 1927535 A, 19.09.1933. Адрес для переписки: 141410, Московская обл., г. Химки-10, ул. Родионова, 4, кв. 69, Иванов Николай Николаевич

(72) Автор(ы): Иванов Николай Николаевич (RU), Широков Игорь Анатольевич (RU), Широков Владимир Игоревич (RU) (73) Патентообладатель(и): Иванов Николай Николаевич (RU), Широков Владимир Игоревич (RU), Широков Игорь Анатольевич (RU)

(54) Способ вращения цилиндров, выполняющих роль крыльев на летательных аппаратах

Данное предлагаемое изобретение относится к авиационно-космической технике, используемой в системах оперативного космического и атмосферного мониторинга и взаимодействующей со спутниковыми системами, например с глобальной навигационной спутниковой системой (ГЛОНАСС). Аппараты, созданные с использованием предлагаемого способа и имеющие на борту совокупность различных измерительных и регистрирующих приборов, могут эффективно использоваться также при спусках и групповом барражировании, как в атмосфере Земли, так и на иных имеющих атмосферу планетах Солнечной и планетах несолнечной систем.

Можно напомнить, что в северном полушарии Земли на высотах 9-18 км возникают и длительное время дуют с запада на восток струйные течения, на высотах 25-30 км от Земли аналогичные струйные течения дуют в обратном направлении - с востока на запад. Дуют сильные ветры и на Венере в районе экватора на высотах 50 км и более. Такие и аналогичные течения могут использоваться для полета аппаратов, созданных по заявляемому способу. Данное предлагаемое изобретение представляет интерес и для беспилотных летательных аппаратов (далее БПЛА) различного назначения (например, ответственный мониторинг, непрерывное зондирование и видеосъемка с помощью БПЛА состояния нефтегазовых и теплотрасс, ЛЭП, деятельности вулканов, ледников в горах, очагов лесных пожаров, инспектирование строительства больших по площади сооружений, например космодромов и т.д.), легкомоторных самолетов, иных летательных аппаратов (ЛА). Действующие модельные и натурные образцы ЛА, на которых используются вращающиеся цилиндры вместо классических крыльев, в настоящее время созданы, летают, плавают, проходят экспериментальную отработку. Следует сказать, что, например, британская компания FANWING в настоящее время патентует и постоянно работает над нетрадиционными конструкциями пилотируемых и беспилотных ЛА с роторными крыльями.

Известно использование вращающихся цилиндров на кораблях (Rotorship) и на роторных морских яхтах, например немецкие морские суда шхуна «Букау» и грузовой лайнер «Барбара», научно-исследовательские корабли «Alcyone» французского океанолога Ж. И. Кусто и «Cloudia» (Шотландия), немецкий катамаран «Uni Kat», современное роторное судно «E-Ship-1» [Дыгало В. На крыльях белых парусов. Наука и жизнь, 2004. №7. С.12-18].

Напомним, что при отношении окружной скорости вращающегося цилиндра к скорости набегающего потока в пределах 3-4,5 возможно получить, используя эффект Магнуса, коэффициент подъемной силы порядка C_{Y МАХ} ≤ 10, тогда как у классического крыла C_Y max≤1,2-1,5, т.е. говоря другими словами, грузоподъемность ЛА с вращающимися цилиндрами превышает грузоподъемность ЛА с классическими крыльями при прочих равных характеристиках [Дюренд В.Ф. Аэродинамика. Под ред. Голубева В.В., М.: Оборониздат.1940. С.26-27; Busemann A. Messungen an rotierenden Zylindern, Ergebnisse der Aerodunamis-chen Versuchsanstalt zu Gotingen. iv. Lief. Munchen. Oldendern. 1932. P. 101 (ссылка на русском языке в Дюренд В.Ф. … на С. 27)]. Можно напомнить, что формула для расчета подъемной силы крыла имеет вид:

Y=C_Y⋅(ρ⋅W²)⋅S/2,

где Y - подъемная сила крыла, Н;

C_Y - коэффициент подъемной силы, величина безразмерная;

ρ - плотность воздуха на высоте полета, кг/м³;

W - скорость набегающего потока, м/с;

S - характерная площадь, м².

Что касается коэффициента лобового сопротивления C_X, то C_X^B.Ц вращающегося цилиндра превышает в ~3-4 раза C_X^KP классического крыла, однако это нельзя считать недостатком, ибо высокие скорости от ЛА с вращающимися цилиндрами не требуются.

Известен способ вращения цилиндров, в котором последние выполняют функцию крыльев и который был реализован в роторном самолете Антона Флеттнера (1885-1961 гг.) [Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир. 1991. С. 134]. В этом способе для вращения цилиндров используется вспомогательная двигательная установка. Данный способ принимается в качестве прототипа. Суть способа-прототипа заключается в использовании на ЛА помимо маршевого двигателя для создания тяги еще и вспомогательного двигателя для вращения цилиндров. Положительным отличием способа-прототипа является то, что при изменении числа оборотов вспомогательного двигателя изменяется и число оборотов вращающихся цилиндров, что приводит при обтекании этих цилиндров скоростным напором воздушного потока к соответствующему изменению величины подъемной силы. Говоря другими словами, за счет изменения числа оборотов вспомогательного двигателя обеспечивается управление величиной подъемной силы цилиндров.

Однако наряду с положительным отличием способ-прототип имеет и существенные недостатки. Эти недостатки следующие:

- наличие реактивного момента при вращении цилиндров, подобного реактивному моменту при вращении несущего винта вертолета, требует наличия на борту ЛА устройства, компенсирующего этот момент;

- прекращение вращения цилиндров в случае отказа вспомогательной двигательной установки в полете приведет к полному исчезновению подъемной силы на этих цилиндрах и падению ЛА на землю;

- наличие вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы увеличивают полетную массу ЛА, усложняют его конструкцию, увеличивают стоимость его изготовления и стоимость его эксплуатации.

Техническим результатом данного предлагаемого изобретения является использование во время полета ЛА скоростного напора набегающего потока для вращения цилиндров, выполняющих роль крыльев, и отказ за ненадобностью от вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы. Для достижения указанного технического результата в заявляемом способе реализуется воздействие скоростного напора набегающего потока на лопатки лопастных роторов, приведение их во вращение за счет воздействия аэродинамических сил на лопатки этих роторов, передача крутящего момента от роторов с помощью муфт и мультипликаторов вращающимся цилиндрам, отказ за ненадобностью на борту ЛА от вспомогательной двигательной установки и топлива для ее работы.

В основе создания и работы ЛА с вращающимися цилиндрами вместо классических крыльев использован эффекта Магнуса. Как известно, эффект Магнуса - это физическое явление, возникающее при обтекании вращающегося тела потоком жидкости или газа. Во время этого обтекания образуется сила, воздействующая на тело и направленная перпендикулярно направлению потока. Данный эффект открыт и описан немецким ученым Г.Г. Магнусом в 1852 г.

Схема устройства и общий вид модели устройства, в которых реализован заявляемый способ, представлены на фиг. 1, 2 и 3. На фиг. 1 представлен вид спереди на устройство, в котором реализован заявляемый способ, на фиг. 2 - вид сбоку на это же устройство. На фиг. 3 представлена фотография действующей модели устройства, использованная на начальном этапе экспериментов и выполненная по заявляемому способу.

Устройство, в котором реализован заявляемый способ, включает в себя сбалансированные лопастные роторы 1 (см. фиг. 1), собранные из боковых тонкостенных дисков 2 и закрепленных на них лопатках 3 прямоугольной в плане формы, сечение которых представляет собой выпукло-вогнутый крыльевой профиль большой кривизны. Оси 4, проходящие через центр симметрии сбалансированных лопастных роторов 1, скреплены с боковыми тонкостенными дисками 2 с помощью фланцев 5. Концы осей 4 сбалансированных лопастных роторов 1 установлены в опорах с подшипниками 6. На внешних концах осей 4 смонтированы также полумуфты сцепления 7, ответные полумуфты сцепления 7 закреплены на входных осях высокоскоростных преобразователей - шестеренчатых редукторах-мультипликаторах 8. Можно напомнить, что мультипликаторы - это редукторы с передаточным отношением меньше 1, предназначены для снижения крутящего момента на выходном валу и увеличения числа оборотов этого выходного вала. Отметим, что наряду с редукторами - мультипликаторами для увеличения числа оборотов вращающихся цилиндров можно использовать и асинхронные электрические двигатели. Сбалансированные лопастные роторы 1 установлены в аэродинамически спрофилированных отсеках 9 (см. фиг. 2), через плоские выходные сопла 10 этих отсеков 9 отработанный воздух истекает наружу. Выходные шестерни 11 шестеренчатых редукторов - мультипликаторов 8 насажены на оси вращения 12. На концах осей вращения 12, смонтированных в конических силовых корпусах 13, закреплены опорные подшипники 6 и фланцевые втулки 14. Оси 12 и оси 4 сбалансированных лопастных роторов 1 являются соосными. К фланцевым втулкам 14 жестко крепятся конические круговые шпангоуты 15 сбалансированных вращающихся цилиндров 16. На торцах сбалансированных вращающихся цилиндров 16 неподвижно закреплены концевые шайбы 17, устраняющие индуктивное сопротивление этих вращающихся цилиндров 16. Напомним, что индуктивное сопротивление возникает на летательных аппаратах при перетекании воздуха (газа) по торцам, например, крыльев ЛА, вращающихся цилиндров и т.д. из области повышенного давления в область пониженного давления. Впереди сбалансированных вращающихся цилиндров 16 смонтированы маршевые двигатели 18. В качестве маршевых двигателей ЛА можно использовать, например, и электрические двигатели с питанием от аккумуляторов, а на фюзеляже, хвостовом оперении смонтировать гибкие солнечные батареи. Данное устройство, в котором реализован заявляемый способ, работает следующим образом. Работу устройства рассмотрим на примере одного вращающегося цилиндра (см. фиг. 1, 2). Пусть наш ЛА находится на заданной высоте в атмосфере Земли либо в атмосфере какой-либо другой планеты и начал выполнять полет по заданной программе. При работе маршевых двигателей 18 и воздействии скоростного набегающего напора воздушный либо иной газовый поток, воздействуя на лопатки 3 сбалансированного лопастного ротора 1, приводит этот ротор 1 во вращение. При этом для снижения сопротивления вращению сбалансированного лопастного ротора 1 часть воздуха выходит из отсека 9 через плоское выходное сопло 10 наружу. Сбалансированный лопастный ротор 1 передает вращение и крутящий момент через муфту сцепления 7 шестеренчатому редуктору - мультипликатору 8, который повышает в несколько раз (~4 раза) скорость вращения выходной шестерни 11 и, соответственно, выходной оси 12. Далее вращение и крутящий момент посредством оси вращения 12, принадлежащей сбалансированному вращающемуся цилиндру 16, передается через фланцевую втулку 14 коническому круговому шпангоуту 15, большее основание которого жестко скреплено с вращающимся цилиндром 16, заставляя его вращаться в том же направлении, что и лопастной ротор 1. По окончании полета ЛА по команде совершает посадку на Земле (если полет проходил в атмосфере Земли), его скорость и скоростной напор уменьшаются, подъемная сила вращающихся цилиндров также уменьшается, и ЛА приземляется, и после пробежки останавливается. На другой планете, когда маршевый двигатель ЛА прекращает работу, ЛА снижается и «припланечивается» по иному сценарию.

Использование предлагаемого способа в реальной конструкции, по мнению авторов, позволит повысить безопасность полета, ибо вместо вспомогательного двигателя, который в полете может отказать, для вращения цилиндров используется скоростной напор набегающего потока. Отказ от вспомогательной двигательной установки и, соответственно, от топлива, необходимого для ее работы, уменьшает массу ЛА, упрощает его конструкцию, повышает надежность, снижает стоимость его изготовления, снижает расходы на эксплуатацию.

Необходимо сказать, что на действующей модели устройства, выполненной по заявляемому способу, был проведен начальный этап экспериментов. Целью этих экспериментов было определение числа оборотов вращающихся цилиндров 16, скрепленных с редукторами-мультипликаторами 8. Во время этих экспериментов модель закреплялась на горизонтальном основании и обдувалась воздушным потоком от вентилятора, а число оборотов цилиндров измерялось с помощью тахометра. Измеренное число оборотов в этом эксперименте оказалось равным n≈5200 об/мин, а модель стремилась приподняться над основанием и взлететь.

Формула изобретения

Способ вращения цилиндров, выполняющих роль крыльев на летательных аппаратах, основанный на использовании эффекта Магнуса, создаваемого совместно винтами маршевых двигателей летательного аппарата и встречным набегающим потоком на вращающихся цилиндрах, отличающийся тем, что набегающий газовый поток воздействует на аэродинамически спрофилированные лопатки сбалансированных лопастных роторов, с помощью возникающих на этих лопатках аэродинамических сил создает на соосных сбалансированных лопастных роторах вращающие моменты, которые далее посредством осевых муфтовых соединений и повышающих в 3,5-4 раза частоту вращения шестеренчатых редукторов-мультипликаторов передаются на соосные оси сбалансированных вращающихся цилиндров с концевыми шайбами, причем соосные оси сбалансированных вращающихся цилиндров монтируются консольно в конических силовых корпусах, а на концах этих соосных осей с помощью фланцевых втулок закрепляются конические круговые шпангоуты, большие основания которых жестко скрепляются с вращающимися цилиндрами.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 03.03.2018

Дата внесения записи в Государственный реестр: 18.12.2018

Дата публикации и номер бюллетеня: 18.12.2018 Бюл. №35