Літальний апарат

Літальний апарат, що містить силовий каркас з фюзеляжем, крилами, вертикальним та горизонтальним оперенням і розташованою на ньому об 39262 На фіг. 1 схематично показано зовнішній вигляд літального апарату, на фіг. 2, показано поперечний розріз крила літального апарату та розташування на вертикальному оперінні, аналогічне розташуванню на горизонтальному оперінні та фюзеляжі (на малюнку не показані), обшивки, теплоізоляції та покриття на верхній та нижній сторонах крила. Літальний апарат містить силовий, каркас з фюзеляжем 1, крилами 2, горизонтальним та вертикальним оперінням 3 і 4, відповідно. На силовому каркасі закріплена обшивка 5. Зсередини обшивка 5 на верхній стороні фюзеляжу 1, крил 2, горизонтального оперіння 3, нанесено покриття 6 з суміші на основі Аl, Nі, Ag [3], коефіцієнт поглинання якого близький до одиниці, при тепловій випромінювальній здатності близькій до нуля. Зовні на нижній стороні обшивки 5, по фюзеляжу 1, крилам 2 і горизонтальному оперінні 3 нанесено покриття 7, виконане з суміші на основі Аl, Mg, Tі з коефіцієнтом поглинання близьким до нуля, при тепловій випромінювальній здатності близькій до одиниці. Зсередини обшивка 5 містить ізоляцію 8,яка виконана з герметично з'єднаннях шарів плівкового матеріалу, наприклад, поліетилентерефталата, простір між якими вакуумовано. При цьому, по межі верхнього 6 та нижнього 7 зовнішнього покриття обшивки 5 встановлено теплоізоляційну прокладку 9, наприклад, з фторопласту. Літальний апарат працює наступним чином. Збільшення підіймальної сили літального апарату можливе при здійсненні польоту в безхмарний сонячний день або на висоті вище хмар. При діянні сонячного випромінювання, основний його потік завжди попадає на звернену до сонця верхню частину фюзеляжу 1, крил 2, горизонтального оперіння 3. Так як зовнішнє покриття 6 з цієї сторони літального апарата має коефіцієнт поглинання близький до одиниці, при тепловій випромінювальній здатності близькій до нуля, відбувається нагрівання верхньої частини літального апарата. Нагріта до температури, що перебільшує температуру навколишнього середовища, верхня частина фюзеляжу 1, крил 2 і горизонтального оперіння 5, буде віддавати надлишкове тепло потоку повітря, що обтікає верхню частину літального апарату. В результаті швидкість, обтікаючого потоку повітря над апаратом буде зростати, а тиск - падати. Це призведе до збільшення підіймальної сили літального апарата, а теплоізоляція 8 буде запобігати витратам тепла на конструктивних елементах апарата. Нижня частина фюзеляжу 1, крил 2 і горизонтального оперіння 3 зазнає впливу відбитого потоку променевої енергії від землі, хмар, рельєфу місцевості. Завдяки тому, що на ці частини літального апарату нанесено покриття 7 з коефіцієнтом поглинання близьким до нуля, при тепловій випромінювальній здатності близькій до одиниці, то відведення теплоти випромінювання відбувається в навколишнє середовище. В результаті швидкість потоку, обтікаючого нижню частину літального апарату зменшиться, а тиск під нею зросте, що також призведе до збільшення підіймальної сили. Теплоізоляція 9 і теплоізолююча прокладка 9 запобігають перетоку тепла до нижньої частини літального апарату і перетіканню його між верхньою та нижньою частинами. Як відомо, тиск Р в кожному струмені, що обтікає аеродинамічний профіль зв'язано з величиною швидкості повітряних частинок рівнянням Бернулі [2, 1]: P V2 + = C , де r - густина повітря. r 2 При льотних кутах атаки приблизно 70% загальної підіймальної сили зумовлено підсосуючими силами, що діють на верхню поверхню крила і 30% підтримуючими силами, що виникають під нижньою поверхнею літального апарату. Розрідження над верхньою поверхнею крила по відношенню до тиску в атмосфері дуже незначне і становить близько 1,5-3%. Але завдяки тому, що сила атмосферного тиску на 1 м2 площі поверхні в нормальних умовах сягає 10000 кг, це розрідження може забезпечити підіймальну силу в 150-300 кг на кожний квадратний метр поверхні крила. Температура повітря біля поверхні може бути визначена з балансу теплових потоків. За умови, що теплообмін з поверхнею обумовлюється виникаючими променевими потоками, значення рівноважної сили температуры можна визначити по формулі [2, 3]: A e для значень сонячного потоку Е = І400 Вт/м2, де: А - поглинальна здатність тіла; e - теплова випромінювальна здатність тіла. A При @ 10 , Tmax @ 700 K . e В даному випадку необхідно враховувати також, конвективний теплообмін поверхнею, що нагрівається та потоком повітряне її обмиває, який може бути визначений таким чином: qk = a (Tст - Tв ) , де: a - коефіцієнт тепловіддачі; Tв - характерна температура потоку; Tст - температура стінки. З системи рівнянь для балансу теплових потоків можна визначити: нагрівання повітря в струмені, який обмиває аеродинамічний профіль, приріст швидкості та силу тиску над профілем [3]: 2 2 & V - V1 , W = pm 2 (4) 2 P = rV2 ( V2 - V1 ) , (5) де: W - потужність, що витрачається на нагрівання струменю повітря; V2 - швидкість повітря в струмені в результаті нагрівання; V1 - податкова швид& кість повітря в струмені; m - витрати повітря, яке нагрівається, в струмені. Оцінити потужність, що викрадається на нагрівання обтікаючого повітря та витрату цього повітря можна виходячи з робіт [2, 3]. В роботі [3] приведені експериментальні дані та методи розрахунку к.к.д. сонячних колекторів різноманітного типу: Q h= = f (ta ) - (Tср - Т окр ) , (6) Qk де: Qk - інтенсивність падаючої сонячної енергії; Q – енергія, що передається повітрю в каналі; f - коефіцієнт ефективності передачі тепла від нагрітої поверхні до газу, який нагрівається; t - коефіцієнт, який враховує втрати в оптично прозорих покриттях; a - коефіцієнт поглинання сонячного випроTmax = 3954 [ 2 ] 39262 здатності близькій до одиниці на нижній, зверненій до землі частині літального апарату, призводить до збільшення тиску під профілем крила майже на 0,1%, що також призводить до деякого збільшення підіймальної сили літального апарата. Джерела інформації. 1. П.М. Чумак, В.Ф. Кривокрисенко. Растет, проектирование и постройка сверхлегких самолетов. - Москва, "Патриот", 1991. 2. Д. Мак-Вейтс Применение солнечной энергии. - Москва, Энергоиздат, 1991. 3. Н.Ф. Краснов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Кошевой. Основи аэродинамического расчета. - Москва, Высшая школа,1984. мінювання; q - коефіцієнт теплових витрат; Тср середня температура газу в каналі. Для незасклованого та неізольованого колектора: f = 0,88 - 0,9; ta = 0,95; q = 7,5. Проведені оцінки показали, що для швидкості польоту літального апарату близько 100 км/год використання покриття, яке поглинає сонячну енергію з коефіцієнтом поглинання близьким до одиниці при тепловій випромінювальній здатності близькій до нуля на верхній частині апарату дозволяє отримати зменшення тиску над профілем крила більш чим на 1%, що дозволяє збільшити підіймальну силу літального апарату майже на 100 кг. Використання покриття в коефіцієнтом поглинання близьким до нуля при тепловій випромінювальній 3 39262 Фіг. 1 Фіг. 2 4 39262 __________________________________________________________ ДП "Український інститут промислової власності" (Укрпатент) Україна, 01133, Київ-133, бульв. Лесі Українки, 26 (044) 295-81-42, 295-61-97 __________________________________________________________ Підписано до друку ________ 2001 р. Формат 60х84 1/8. Обсяг ______ обл.-вид. арк. Тираж 50 прим. Зам._______ ____________________________________________________________ УкрІНТЕІ, 03680, Київ-39 МСП, вул. Горького, 180. (044) 268-25-22 ___________________________________________________________ 5