Летательный аппарат

 

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, приводимым в движение мускульной силой человека. Вращением педали пилот приводит в действие привод 5 вращения передних колес и привод кривошипно-шатунного механизма махового движения крыльев 2. При движении шатуна 6 кривошипно-шатунного механизма вниз нижняя поверхность крыла 2, шарнирно соединенная с шатуном 6, перемещается вниз. При этом верхняя и нижняя плоскости крыльев 2 расходятся друг относительно друга и воздух через впускные обратные клапаны заполняет внутренний объем крыльев 2. При дальнейшем движении крыльев 2 вверх плоскости сходятся, вытесняя воздух через выпускные обратные клапаны в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата, создавая реактивную силу полета. Пластины торможения воздуха на наружных поверхностях нижних плоскостей крыльев 2 работают в основном при движении крыльев вниз, тормозя встречные потоки воздуха и создавая дополнительную подъемную силу крыльев 2 летательного аппарата. Изобретение направлено на улучшение рабочих характеристик аппарата. 6 з. п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов тяжелее воздуха и может быть использовано в конструкциях летательных аппаратов, приводимых в движение мускульной силой человека.

Для оценки новизны и изобретательского уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения.

Известен летательный аппарат с мускульным приводом, содержащий несущую систему в виде двух сферических оболочек, заполненных газом легче воздуха, соединенных между собой по оси, проходящей через центры сфер, траверсой и на периферии стропами, а также привод, выполненный в виде беговой дорожки, закрепленной внутри аппарата на стропах, см. патент РФ 2001838, В 64 С 31/04.

Известен летательный аппарат с мускульным приводом, включающий фюзеляж с сиденьем, крыльями, хвостом, передними и задним колесами, привод вращения передних колес, привод кривошипно-шатунного механизма махового движения крыльев, привод рулевого механизма заднего колеса и механизм управления хвостом, см. патент РФ 2001840, В 64 С 33/00.

По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение выбрано в качестве прототипа заявляемого изобретения.

Недостатками прототипа, не позволяющими достичь поставленной нами цели, является недостаточная эффективность работы устройства, обусловленная несоответствием конструкции устройства основным принципам полета птицы.

Задачей изобретения является повышение эффективности работы устройства путем обеспечения максимально возможного соответствия конструкции устройства, главным образом его крыльев, основным принципам полета птицы.

Сущность заявляемого изобретения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше технического результата.

Согласно изобретению летательный аппарат, включающий фюзеляж, маховые крылья, укрепленные с возможностью поворота относительно установленных на фюзеляже осей, приводом механизма махового движения крыльев, предназначенный для поворота крыльев на упомянутых осях, хвостовой стабилизатор, механизм управления хвостовым стабилизатором, передние и задние колеса, привод вращения упомянутых колес и рулевой механизм упомянутых колес, характеризуется тем, каждое крыло снабжено элементами торможения потока воздуха, размещенными на наружной нижней поверхности крыла, впускными обратными клапанами, размещенными в передней части верхней поверхности крыла и выпускными обратными клапанами, размещенными в задней части крыла, кроме выполнено из двух плоскостей так, что возможно изменение внутреннего объема крыла в процессе его маховых движений.

В этом заключается совокупность существенных признаков, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.

Кроме этого, заявленное решение имеет факультативные признаки, характеризующие его частные случаи, а именно: - элементы торможения воздуха выполнены в виде пластин, укрепленных на нижней поверхности крыла, - элементы торможения потоков воздуха каждого крыла в поперечном относительно продольной оси аппарата направлении разделены на несколько групп, в каждой группе упомянутые элементы размещены параллельными рядами так, что угол их наклона к продольной оси летательного аппарата в любых двух смежных группах различен, причем в группе, более удаленной от продольной оси летательного аппарата, упомянутый угол меньше, чем аналогичный угол в группе, менее удаленной оси летательного аппарата, - верхняя поверхность каждого крыла выполнена выпуклой формы, - верхняя поверхность каждого крыла выполнена из двух плоских частей, расположенных под тупым углом друг к другу, - верхняя поверхность каждого крыла выполнена с поперечным относительно продольной оси летательного аппарата гофрированием с большим периодом волн, - каждое крыло снабжено аэродинамическим рассекателем воздуха, к которому прикреплены передние кромки верхней и нижней поверхности каждого крыла.

Заявленное техническое решение является новым, так как характеризуется наличием новой совокупности признаков, отсутствующей во всех известных нам объектах техники аналогичного назначения.

Непосредственный технический результат, который может быть получен при реализации заявленной совокупности признаков, заключается в том, что за счет наличия элементов торможения встречных потоков воздуха происходит изменение, а именно ухудшение аэродинамического качества нижней поверхности крыла и торможение потоков воздуха, в результате чего создается дополнительная подъемная сила, а также в том, что при маховых движениях крыла за счет наличия впускных и выпускных обратных клапанов и периодического изменения внутреннего объема крыла воздух засасывается внутрь объема крыла, перемещается в нем и вытесняется из крыла в сторону, противоположную направлению полета, создавая реактивную тягу.

Данный технический результат является свойством только всей заявленной в первом пункте формулы совокупности признаков.

Получение упомянутого технического результата обеспечивает появление у объекта изобретения в целом ряда новых полезных свойств, а именно создание дополнительной подъемной силы и реактивной тяги, обеспечение надежности и безопасности полетов.

Указанное позволяет признать заявленное техническое решение соответствующим критерию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлен вид спереди на заявленную конструкцию летательного аппарата, на фиг. 2 - разрез А-А по фиг. 1, на фиг. 3 - вид сверху на заявленную конструкцию летательного аппарата, на фиг. 4 - вид Б на фиг. 1, на фиг. 5 - разрез В-В по фиг. 1 в увеличенном виде, на фиг. 6 - разрез Г-Г по фиг. 1 в увеличенном виде, на фиг. 7 - разрез Д-Д по фиг. 3 в одном из вариантов выполнения профиля крыла летательного аппарата, на фиг. 8 - разрез Д-Д по фиг. 3 в другом варианте выполнения профиля крыла летательного аппарата.

Устройство содержит обтекаемый фюзеляж 1 с крыльями 2, хвостовым обтекателем 3, передними и задним колесами 4, привод вращения передних колес 5, привод кривошипно-шатунного механизма 6 махового движения крыльев 2, привод рулевого механизма заднего колеса 7, механизм управления хвостом 8. Каждое крыло 2 выполнено из двух плоскостей - верхней плоскости 9 и нижней плоскости 10, установленных друг относительно друга с возможностью периодического ограниченного перемещения, изменяющего внутренний объем крыла 2. Каждое крыло 2 снабжено совокупностью впускных обратных клапанов 11, размещенных вдоль передней по ходу движения летательного аппарата части верхней плоскости 9 крыла 2, и совокупностью выпускных обратных клапанов 12, размещенных в задней части крыла 2. Каждое крыло 2 снабжено совокупностью элементов торможения потоков воздуха, которые могут быть выполнены в виде пластин 13, укрепленных на наружной поверхности нижней плоскости 10 крыла 2. Совокупность пластин 13 каждого крыла 2 в поперечном направлении может быть разделена на несколько групп, при этом в каждой группе пластины 13 размещены параллельными рядами с определенным углом наклона α к продольной оси летательного аппарата, причем угол наклона пластин 13 в любых двух смежных группах различен, при этом угол наклона α 1 группы пластин 13, более удаленных от продольной оси летательного аппарата, меньше, чем аналогичный угол α 2 в группе пластин 13, менее удаленных от продольной оси летательного аппарата. Верхняя плоскость 9 каждого крыла 2 может быть выполнена выпуклой формы и/или из двух плоских частей, размещенных под тупым углом друг к другу и/или с поперечным относительно продольной оси летательного аппарата гофрированием. Передние кромки верхних и нижних плоскостей каждого крыла 2 прикреплены к аэродинамическому рассекателю воздуха 14. Нижняя плоскость 10 крыла 2 имеет упор 15, необходимый для осуществления изменения взаимного расположения плоскостей крыла 2, при котором изменяется его внутренний объем.

Устройство работает следующим образом.

Вращением педали пилот приводит в действие привод 5 вращения передних колес 4 и привод кривошипно-шатунного механизма махового движения крыльев 2. При движении шатуна 6 кривошипно-шатунного механизма вниз нижняя поверхность крыла 2, шарнирно соединенная с шатуном 6, перемещается вниз. При этом верхняя 9 и нижняя 10 плоскости крыльев 2 расходятся друг относительно друга и воздух через впускные обратные клапаны 11 заполняет внутренний объем крыльев 2. При дальнейшем движении крыльев 2 вверх плоскости крыльев 2 сходятся, вытесняя воздух через выпускные обратные клапаны 12 в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата, создавая реактивную силу полета.

Пластины торможения воздуха 13 на наружных поверхностях нижних плоскостей 10 крыльев 2 работают в основном при движении крыльев вниз, тормозя встречные потоки воздуха и создавая дополнительную подъемную силу крыльев 2 летательного аппарата. При малой скорости полета летательного аппарата и увеличение давления воздуха под крылом происходит в основном за счет "загребания" воздуха под крыло крайними пластинами 13, расположенными под малым углом α 1 к продольной оси аппарата. При увеличении скорости полета торможение воздуха осуществляется всеми пластинами 13. При движении летательного аппарата с большой скоростью и малой частотой или амплитудой колебаний крыльев 2 торможение воздуха под крыльями, а следовательно, увеличение подъемной силы, происходит в основном за счет пластин 13, расположенных ближе к корпусу летательного аппарата и под большим углом α 2 к продольной оси летательного аппарата.

При колебательных движениях крыльев 2 происходит скольжение воздуха вдоль верхней плоскости 9 крыла 2, поэтому для уменьшения давления воздуха на верхнюю плоскость 9 необходимо придать ей оптимальную форму, например выполнить выпуклой или снабдить гофрированием с большим периодом волн. Управление полетом летательного аппарата в вертикальной плоскости осуществляется посредством механизма 8 управления хвостовым стабилизатором 3.

Возможность промышленного применения заявленного технического решения подтверждается успешными результатами испытания опытной модели заявленного летательного аппарата.

Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает следующие преимущества: - повышение эффективности работы летательного аппарата путем обеспечения максимально возможного соответствия конструкции устройства, главным образом его крыльев, основным принципам полета птицы и существенное улучшение рабочих характеристик аппарата.

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, включающий фюзеляж, маховые крылья, оси, установленные на фюзеляже, привод механизма махового движения крыльев, предназначенный для поворота крыла на упомянутой оси, хвостовой стабилизатор, механизм управления хвостовым стабилизатором, передние и заднее колеса, привод вращения упомянутых колес и рулевой механизм для упомянутых колес, отличающийся тем, что каждое крыло снабжено элементами торможения потока воздуха, размещенными на наружной нижней поверхности крыла, впускными обратными клапанами, размещенными в передней части верхней поверхности крыла, и выпускными обратными клапанами, размещенными вдоль задней части крыла, которое выполнено из двух плоскостей так, что возможно изменение внутреннего объема крыла в процессе периодических маховых движений.

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что элементы торможения потока воздуха выполнены в виде пластин, укрепленных на нижней поверхности крыла.

3. Летательный аппарат по п. 1 или 2, отличающийся тем, что элементы торможения потока воздуха каждого крыла в поперечном относительно продольной оси аппарата разделены на несколько групп, в каждой группе упомянутые элементы размещены параллельными рядами так, что угол наклона в любых двух смежных группах к продольной оси летательного аппарата различен, а в группе, более удаленной от продольной оси летательного аппарата, меньше, чем угол наклона в группе, менее удаленной от продольной оси летательного аппарата.

4. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что верхняя поверхность каждого крыла выполнена выпуклой формы.

5. Летательный аппарат по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что верхняя поверхность каждого крыла образована из двух плоских частей, расположенных под тупым углом друг к другу.

6. Летательный аппарат по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что верхняя поверхность каждого крыла выполнена с поперечным относительно продольной оси летательного аппарата гофрированием с большим периодом волн.

7. Летательный аппарат по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что каждое крыло снабжено аэродинамическим рассекателем воздуха, к которому прикреплены передние кромки верхней и нижней поверхностей крыла.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8