RU2130404C1 - Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) - Google Patents
Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2130404C1 RU2130404C1 RU95116794A RU95116794A RU2130404C1 RU 2130404 C1 RU2130404 C1 RU 2130404C1 RU 95116794 A RU95116794 A RU 95116794A RU 95116794 A RU95116794 A RU 95116794A RU 2130404 C1 RU2130404 C1 RU 2130404C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- heat
- flying vehicle
- flight
- outer shell
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 27
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 4
- 239000011257 shell material Substances 0.000 claims 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 8
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 8
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 8
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 5
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 5
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 4
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 230000005679 Peltier effect Effects 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001447 compensatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009916 joint effect Effects 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 210000004400 mucous membrane Anatomy 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области воздухоплавания летательных аппаратов (ЛА) тяжелее воздуха и может быть использовано для создания космических летательных аппаратов. The invention relates to the field of aeronautics of aircraft (LA) heavier than air and can be used to create spacecraft.
Известен аэродинамический способ полета /1, с.7/, при котором подъемную силу получают за счет разности давления, действующего на несущие поверхности частей ЛА, движущиеся в окружающей его среде (крылья, лопасти винта). Сила тяги для горизонтального движения аппарата обеспечивается аналогичным образом либо иным путем. Known aerodynamic flight method / 1, p.7 /, in which the lifting force is obtained due to the pressure difference acting on the bearing surfaces of the parts of the aircraft moving in its environment (wings, propeller blades). The traction force for horizontal movement of the apparatus is provided in a similar way or in another way.
Аэродинамическому способу полета присущи два основных недостатка - существенная затрата энергии как при зависании ЛА, так и при его перемещении и невысокая скорость полета. Эти недостатки обусловлены возмущением окружающей среды, т. е. образованием паразитных вихрей, возникновением звуковых волн и т. п. , не адекватным назначению ЛА. Недостатки усугубляются и наличием компонентов аппарата вне его корпуса - крыльев, винтов тяги и т.п. The aerodynamic method of flight has two main drawbacks - a significant expenditure of energy both when the aircraft hangs and when it moves, and a low flight speed. These shortcomings are caused by environmental disturbance, i.e., the formation of spurious eddies, the appearance of sound waves, etc., which are not adequate for the purpose of the aircraft. The disadvantages are compounded by the presence of the components of the device outside its body - wings, propeller screws, etc.
Наиболее близким способом полета к заявленному способу, выбранным в качестве прототипа, является известный ракетодинамический способ полета /1, с. 7-8/. При этом способе подъемную силу и силу тяги получают путем создания во внутренней полости ЛА (полости ограниченного объема, связанной с внешней средой) повышенного давления за счет нагревания рабочей массы и ее последующего одностороннего выброса в окружающую среду. The closest flight method to the claimed method, selected as a prototype, is the known rocket-dynamic flight method / 1, p. 7-8 /. With this method, the lifting force and the thrust force are obtained by creating in the inner cavity of the aircraft (cavity of a limited volume associated with the external environment) increased pressure due to heating of the working mass and its subsequent unilateral discharge into the environment.
Известно также устройство, реализующее ракетодинамический способ полета в воздушно-реактивном исполнении /1, с. 48-49/, содержащее помимо источника энергии в виде запаса топлива наружную оболочку обтекаемой формы. Внутренняя полость в этом случае имеет с одной стороны общее с наружной оболочкой воздухозаборное отверстие, а с противоположной стороны - общее выходное отверстие, а с противоположной стороны - общее выходное отверстие сопла. В самой полости расположены компрессор, форсунки для сжигания топлива и турбина. В таком устройстве поток через воздухозаборное отверстие всасывается компрессором, после которого он нагревается за счет сгорания топлива и повышает свое давление, затем расширяется в турбине привода компрессора и далее, продолжая расширяться, проходит выходное отверстие сопла с большей скоростью, чем воздухозаборное отверстие. При этом между различными поверхностями внутренней полости существует перепад давления вследствие чего возникает сила, действующая на устройство в направлении от выходного отверстия к входному. Also known is a device that implements a rocket-dynamic method of flight in an air-reactive version / 1, p. 48-49 /, containing, in addition to the energy source in the form of a fuel reserve, a streamlined outer shell. In this case, the internal cavity has an air inlet in common with the outer shell, and on the opposite side has a common outlet, and on the opposite side has a common nozzle outlet. A compressor, nozzles for burning fuel and a turbine are located in the cavity itself. In such a device, the flow through the air inlet is sucked by the compressor, after which it is heated by combustion of fuel and increases its pressure, then it expands in the compressor drive turbine and then continues to expand, the nozzle outlet passes faster than the air inlet. In this case, there is a pressure differential between the various surfaces of the internal cavity, as a result of which there is a force acting on the device in the direction from the outlet to the inlet.
Недостатками ракетодинамического способа полета являются очень высокий расход энергии даже при зависании ЛА и его невысокая скорость полета. Первый недостаток обусловлен существенным нагревом газа и его последующим отбросом от ЛА с возможно большей скоростью. Энергия, затраченная на повышение температуры уходящего потока газа и его скорости относительно температуры и скорости входного потока, целиком обеспечивается за счет расхода внутренних ресурсов ЛА. Второй недостаток обусловлен силой сопротивления движению, возникающей в основном за счет повышения давления в области носовой части поверхности аппарата при его перемещении. The disadvantages of the rocket-dynamic method of flight are very high energy consumption even when the aircraft hangs and its low flight speed. The first drawback is due to significant heating of the gas and its subsequent rejection from the aircraft at the highest possible speed. The energy spent on increasing the temperature of the outgoing gas stream and its velocity relative to the temperature and velocity of the inlet stream is entirely provided by the consumption of the aircraft’s internal resources. The second drawback is due to the resistance to movement, which arises mainly due to the increase in pressure in the area of the bow of the surface of the apparatus during its movement.
Причины, препятствующие получению высокого технического результата известными ЛА, заключаются в неадекватном взаимодействии участков внешней поверхности ЛА с окружающей средой и в несоответствии этой поверхности оптимальной форме. The reasons that impede the achievement of a high technical result by known aircraft are the inadequate interaction of parts of the outer surface of the aircraft with the environment and the mismatch of this surface with the optimal shape.
Технической задачей данного изобретения является создание способа полета ЛА и устройства для его реализации, обеспечивающих необходимые для эффективного полета ЛА существенное снижение расхода энергии и существенное повышение скорости полета. The technical task of this invention is to provide a flight method for an aircraft and a device for its implementation, providing the essential reduction of energy consumption and a significant increase in flight speed necessary for an effective flight of an aircraft.
Поставленная задача решается тем что в способе полета ЛА, заключающемся в обеспечении перепада давления в окружающей среде между сторонами ЛА путем создания истока теплоты на внешней поверхности первой стороны ЛА, согласно изобретению дополнительно обеспечивают сток теплоты на внешней поверхности второй стороны ЛА, расположенной напротив первой стороны ЛА; при этом исток теплоты создают путем перекачивания теплоты с внешней поверхности второй стороны ЛА через ЛА на внешнюю поверхность первой стороны ЛА. The problem is solved in that in the flight method of the aircraft, which consists in providing a pressure differential in the environment between the sides of the aircraft by creating a heat source on the outer surface of the first side of the aircraft, according to the invention, heat is additionally provided on the outer surface of the second side of the aircraft, located opposite the first side of the aircraft ; wherein the heat source is created by pumping heat from the outer surface of the second side of the aircraft through the aircraft to the outer surface of the first side of the aircraft.
Поставленная задача также решается тем, что в ЛА, содержащем наружную оболочку и источник энергии, расположенный внутри наружной оболочки, согласно изобретению наружная оболочка выполнена из теплопроводного материала и имеет эллипсоидальную форму, при этом внутри наружной оболочки дополнительно размещены тепловой насос и тепловые трубы, одни концы которых соединены с внутренней поверхностью наружной оболочки, а другие - с тепловым насосом, подсоединенным к источнику энергии, при этом тепловые трубы объединены в группы и ориентированы по пространственным осям наружной оболочки, причем одна группа подсоединена к входу теплового насоса, а другая противоположная - к его выходу. The problem is also solved in that in an aircraft containing an outer shell and an energy source located inside the outer shell, according to the invention, the outer shell is made of heat-conducting material and has an ellipsoidal shape, while the heat pump and heat pipes are additionally placed inside the outer shell, one ends which are connected to the inner surface of the outer shell, and others to a heat pump connected to an energy source, while the heat pipes are grouped and oriented along the spatial axes of the outer shell, with one group connected to the input of the heat pump, and the other opposite to its output.
Поставленная задача решается также тем, что в ЛА, содержащем наружную оболочку и источник энергии, расположенный внутри наружной оболочки, согласно изобретению наружная оболочка, которая имеет эллипсоидальную форму, выполнена из электропроводного и одновременно теплопроводного материала, внутри наружной оболочки размещены источник электрического тока и проводники из электропроводного материала, электрические свойства которого отличны от электрических свойств материала оболочки, одни концы проводников подсоединены к внутренней поверхности наружной оболочки, а другие - к источнику электрического тока, соединенному с источником энергии, при этом проводники объединены в группы и ориентированы по пространственным осями наружной оболочки, причем противолежащие группы проводников подсоединены к противоположным полюсам источника электрического тока. The problem is also solved by the fact that in an aircraft containing an outer shell and an energy source located inside the outer shell, according to the invention, the outer shell, which has an ellipsoidal shape, is made of electrically conductive and simultaneously heat-conducting material, an electric current source and conductors of conductive material, the electrical properties of which are different from the electrical properties of the sheath material, one ends of the conductors are connected to the inner erhnosti outer shell, and the other - to the source of electric current connected to the power source, the conductors are arranged in groups and are focused to the spatial axes of the outer shell, wherein the opposed groups of conductors are connected to opposite poles of a source of electric current.
Обеспечение стока и истока теплоты соответственно на внешней поверхности противоположных сторон теплоты на противоположную ей сторону ЛА обеспечивает создание движущей причины, вызывающей малое возмущение окружающей среды и требующей малого расхода энергии, а следовательно, возможность повысить скорость полета, не увеличивая расход энергии. При создании подъемной силы ЛА предлагаемый способ полета обуславливает такое воздействие на окружающую среду, которое также не требует большого расхода энергии. Providing a drain and a source of heat, respectively, on the outer surface of opposite sides of heat to the opposite side of the aircraft, creates a driving cause that causes a small disturbance in the environment and requires low energy consumption, and therefore, the ability to increase flight speed without increasing energy consumption. When creating the lifting force of the aircraft, the proposed method of flight causes such an impact on the environment, which also does not require a large expenditure of energy.
На фиг.1 приведены конструктивно - пространственные схемы ЛА, реализующие заявляемый способ полета: а - в горизонтальном направлении; б - в вертикальном направлении; на фиг.2 - конструктивно - пространственная схема ЛА для горизонтального полета согласно другому варианту. Figure 1 shows the structural - spatial scheme of the aircraft that implement the inventive method of flight: a - in the horizontal direction; b - in the vertical direction; figure 2 - structural - spatial diagram of the aircraft for horizontal flight according to another embodiment.
По первому варианту (фиг.1) ЛА содержит наружную оболочку 1 эллипсоидальной формы, выполненную из теплопроводного материала, например меди, алюминия, теплопроводной керамики, и расположенные внутри наружной оболочки источник энергии 2, тепловой насос (ТН) 3, подключенный к источнику энергии 2, тепловые трубы (ТТ) 4, подсоединенные одними концами к ТН 3 через делитель (сумматор) потока 5, а другими - к внутренней поверхности наружной оболочки 1, при этом ТТ 4 объединены в попарные группы, ориентированные соответственно по пространственным осям наружной оболочки 1; элемент энергопередачи 6 реализуется в виде различного компонента в зависимости от сочетания типа источника 2 и типа ТН 3. According to the first embodiment (figure 1), the aircraft contains an outer shell 1 of an ellipsoidal shape made of heat-conducting material, for example copper, aluminum, heat-conducting ceramic, and an energy source 2, a heat pump (VT) 3 connected to an energy source 2 located inside the outer shell heat pipes (TT) 4 connected at one end to VT 3 through a divider (adder) of flow 5, and others to the inner surface of the outer shell 1, while TT 4 are combined into pairwise groups oriented respectively along the spatial axes of the nar mucous membrane 1; power transmission element 6 is implemented as a different component depending on the combination of the type of source 2 and type TH 3.
По второму (фиг. 2) ЛА содержит наружную оболочку 1 эллипсоидальной формы, выполненную из теплопроводного и одновременно электропроводного материала, например меди, алюминия, металлического сплава, полупроводника, и расположенные внутри наружной оболочки 1 источник энергии 2, проводники 7 из электропроводного материала с электрофизическими параметрами, отличающимися от электрофизических параметров материала наружной оболочки 1, проводники 7 одними концами присоединены к внутренней поверхности наружной оболочки 1, а другими - через делитель (сумматор) электрического тока 8 к источнику электрического тока (ИТ) 9, подключенному к источнику энергии 2, при этом проводники 7 объединены в попарные группы, ориентированные соответственно по пространственным осям наружной оболочки 1; элемент энергопередачи 6 реализуется в виде различного компонента в зависимости от сочетания типа источника энергии 2 и типа ИТ 9. According to the second (Fig. 2), the aircraft contains an outer shell 1 of an ellipsoidal shape made of heat-conducting and simultaneously electrically conductive material, for example copper, aluminum, a metal alloy, a semiconductor, and an energy source 2 located inside the outer shell 1,
При включении источника энергии 2 благодаря указанному соединению ТТ 4 и проводников 7 заявленный ЛА в любом из вариантов действует на окружающую его среду как термодиполь. В этом случае в среде на противоположных сторонах наружной оболочки 1 ЛА образуются две взаимосвязанных области с разнополярными значениями параметров - одна область с повышенной температурой и давлением относительно исходного уровня и другая область с пониженными значениями этих параметров. When you turn on the energy source 2 due to the specified connection TT 4 and
Устройство по первому варианту (фиг.1) работает следующим образом. При включении источника энергии 2 ТН 3 приводится в действие, в результате чего по ТТ 4 начинается перекачка теплоты от одной части наружной оболочки 1 к противоположной. В результате перетока теплоты образуется перепад давления в окружающей ЛА среде и ЛА приводится в движение в горизонтальном направлении (фиг.1,а) или создается подъемная сила в вертикальном направлении (фиг.1,б), т. е. в соответствии с действием горизонтального или вертикального термодиполя. The device according to the first embodiment (figure 1) works as follows. When you turn on the energy source 2, TH 3 is activated, as a result of which CT 4 starts pumping heat from one part of the outer shell 1 to the opposite. As a result of the heat transfer, a pressure differential is formed in the environment of the aircraft and the aircraft is driven in the horizontal direction (Fig. 1, a) or a lifting force is created in the vertical direction (Fig. 1, b), i.e., in accordance with the horizontal or vertical thermal dipole.
Тепловой насос (ТН) 3 является тепловой машиной, которая при подводе энергии создает поток теплоты в направлении от более холодной области к более теплой области /2/. При этом в соответствии с формулой Карно для КПД, чем меньше перепад температуры между рассматриваемыми областями, тем меньше требуется энергии для привода ТН при одном и том же потоке теплоты. В практических устройствах при примерно нулевом перепаде температуры поток энергии для привода ТН может быть во много тысяч раз меньше перекачиваемого потока энергии теплоты. The heat pump (VT) 3 is a heat engine, which when supplied with energy creates a flow of heat in the direction from the colder region to the warmer region / 2 /. Moreover, in accordance with the Carnot formula for efficiency, the smaller the temperature difference between the regions under consideration, the less energy is required to drive the VT at the same heat flux. In practical devices, with an approximately zero temperature difference, the energy flow for the VT drive can be many thousands of times less than the heat energy pumped.
Тепловая труба (ТТ) /3, с.745/ является вытянутым объектом с высокой теплопроводностью, способным передать тепловой поток большой мощности при очень незначительном градиенте температуры. The heat pipe (TT) / 3, p.745 / is an elongated object with high thermal conductivity, capable of transmitting a heat flux of high power with a very small temperature gradient.
Делитель потока теплоты 5 (фиг.1) представляет собой соединение ТТ 4 для деления (суммирования) основного ее потока. Этот узел с учетом теплопроводности наружной оболочки 1 ЛА, числа ТТ 4 и расстояния между точками их присоединения к оболочке 1 должен обеспечить дипольное распредиление температуры по ее внешней поверхности при работе ТН 3. Концы ТТ 4, образующих вертикальный термодиполь, присоединяются к наружной оболочке 1 ЛА в промежутках между местами крепления ТТ 4, формирующих горизонтальный термодиполь. В принципе системы ТТ 4 этих темодиполей могут подключатся к общему ТН 3 либо к раздельным. Теоретически выгодной формой является эллипсоид вращения или эллипсоид, вытянутый в направлении полета; практически с учетом неизбежных погрешностей реальную форму целесообразно определить как эллипсоидальную. The heat flux divider 5 (FIG. 1) is a TT 4 connection for dividing (summing) its main flow. This node, taking into account the thermal conductivity of the outer shell of 1 LA, the number of TT 4 and the distance between the points of their attachment to the shell 1 should provide a dipole distribution of temperature on its outer surface during operation of TN 3. The ends of the TT 4 forming a vertical thermal dipole are connected to the outer shell of 1 LA in the spaces between the fastening points of the TT 4, forming a horizontal thermal dipole. In principle, the TT 4 systems of these temperature dipoles can be connected to a common VT 3 or to separate ones. A theoretically advantageous shape is an ellipsoid of revolution or an ellipsoid extended in the direction of flight; practically taking into account the inevitable errors, it is advisable to define the real form as ellipsoidal.
Элементом энергопередачи 6 может быть двигатель, вращающийся вал, электрический кабель, газопровод в зависимости от сочетания типа источника энергии 2 и типа ТН 3. В настоящее время наиболее известны насосы компрессионного типа, абсорбционные и термоэлектрические /2/, /4/. The energy transfer element 6 may be a motor, a rotating shaft, an electric cable, a gas pipeline depending on a combination of the type of energy source 2 and the type of TN 3. Currently, compression type pumps, absorption and thermoelectric / 2 /, / 4 / are most known.
Последние ТН просты в устройстве, надежны в эксплуатации и особенно выгодны при малом перепаде температуры, что как раз характерно для термодипольного способа полета. В принципе такой насос представляет из себя два протяженных разнородных проводника электрического тока, например медь и железо, р-полупроводник и n-полупроводник. При соединении между собой концов этих разнородных проводников (или полупроводников, или проводников и полупроводников), и при пропускании по ним постоянного тока в соответствии с эффектом Пельтье один из спаев этой системы будет охлаждаться, другой нагреваться /5, с.9/. Электрический ток в системе может создаваться путем включения в разрыв одного из проводников источника электрического тока (ИТ), которым может быть гальванический элемент, динамомашина, топливный элемент; при изменении направления циркуляции тока произойдет смена ролей спаев в отношении поглощения и выделения теплоты. The latter VTs are simple in design, reliable in operation, and especially advantageous at a small temperature difference, which is just characteristic of a thermodipole flight method. In principle, such a pump is two extended heterogeneous conductors of electric current, for example, copper and iron, a p-semiconductor and an n-semiconductor. When connecting the ends of these dissimilar conductors (or semiconductors, or conductors and semiconductors), and passing a direct current through them in accordance with the Peltier effect, one of the junctions of this system will be cooled, the other will be heated / 5, p. 9 /. An electric current in the system can be created by including in the gap one of the conductors a source of electric current (IT), which can be a galvanic cell, dynamo, fuel cell; when the direction of the current circulation changes, the roles of the junctions will change in relation to the absorption and release of heat.
В соответствии со сказанным эллипсоидальную теплопроводную оболочку заявленного ЛА можно использовать в качестве одного из проводников термоэлектрического ТН. С этой целью ее материал должен быть электропроводным, а концы второго проводника, присоединенного к ИТ, сделать многожильным с присоединением одних жил этого проводника к одной половине оболочки, других жил - к противоположной половине оболочки (фиг.2). Такое выполнение ЛА дает возможность обойтись без ТТ и наиболее просто использовать на аппарате источник электрической энергии; во всем остальном принцип действия этого варианта устройства ЛА ничем не отличается от работы первого варианта ЛА. In accordance with the foregoing, the ellipsoidal heat-conducting shell of the claimed aircraft can be used as one of the conductors of thermoelectric VT. For this purpose, its material should be electrically conductive, and the ends of the second conductor connected to the IT should be stranded with the connection of some cores of this conductor to one half of the sheath, and other wires to the opposite half of the sheath (figure 2). Such an implementation of the aircraft makes it possible to dispense with TT and most simply use an electric energy source on the apparatus; In all other respects, the principle of operation of this variant of the aircraft design is no different from the operation of the first version of the aircraft.
Заявленный термодипольный способ полета обеспечивает достижение следующего технического результата:
- при ориентации потока теплоты от верхней половины оболочки ЛА к ее нижней половине давление окружающей среды аппарата понижается, а снизу повышается, что вызывает появление подъемной силы. В то же время поскольку в области ЛА на его поверхности имеется исток и сток теплоты, а не только исток теплоты, как у известных ЛА, окружающая его среда изменяет состояние адекватным образом и для зависания аппарата нового типа требуется намного меньший расход энергии, чем у известных;
- при создании потока теплоты от носовой половины оболочки ЛА к ее кормовой половине давление окружающей среды сзади аппарата повышается, а спереди понижается, и он начинает горизонтальное движение. При этом движении поверхность ЛА начинает взаимодействовать с окружающей средой и за счет ее перемещения - передняя часть поверхности эллипсоидальной оболочки аппарата будет сжимать окружающую среду и повышать в этой области давление, а кормовая часть поверхности - оставлять за собой разрешение и понижение давления. В то же время прокачиваемый ТН через ЛА поток теплоты действует противоположным образом - спереди эллипсоидальной оболочки аппарата понижает давление, а сзади повышает. В результате такого компенсационно-совместного действия ЛА на окружающую среду по термической и перемещательной степеням свободы при его движении окружающая среда возмущается мало, и вследствие этого для полета заявленного ЛА даже с большой скоростью требуется меньший расход энергии, чем у известных. В существующих же ЛА такой эффект компенсации не предусмотрен, и у них вся расходуемая энергия идет по сути дела на бесполезное возмущение окружающей среды.The claimed thermodipole flight method ensures the achievement of the following technical result:
- when the heat flux is oriented from the upper half of the aircraft shell to its lower half, the environmental pressure of the apparatus decreases and increases from below, which causes the appearance of a lifting force. At the same time, since there is a heat source and sink in the region of the aircraft on its surface, and not just a source of heat, as with known aircraft, its environment changes its state adequately and for a new type of apparatus to hang it requires a much lower energy consumption than that of known ;
- when creating a heat flux from the nasal half of the LA shell to its stern half, the environmental pressure increases behind the apparatus, and decreases in front, and it starts horizontal movement. With this movement, the surface of the aircraft begins to interact with the environment and due to its movement - the front part of the surface of the ellipsoidal shell of the device will compress the environment and increase pressure in this area, and the aft part of the surface will reserve resolution and lower pressure. At the same time, the heat flow pumped through the aircraft through the aircraft acts in the opposite way - in front of the ellipsoidal shell of the device it lowers pressure, and in the back it increases. As a result of such a compensatory joint effect of the aircraft on the environment in terms of thermal and displacement degrees of freedom during its movement, the environment is indignant little, and as a result, for the flight of the declared aircraft even lower energy consumption is required than known. In existing aircraft, however, such a compensation effect is not provided, and they have all the energy expended that goes to a useless environmental disturbance.
Заявленные ЛА термодипольного типа взаимодействуют с окружающей средой по "тянуще - толкающей" схеме - например, подъемная сила с одной стороны обуславливается подсосом верхней части наружной оболочки аппарата вверх в области пониженного давления, а с другой стороны выталкиванием ее нижней части тоже вверх, но уже из области высокого давления. При этом, если изменение давления в окружающей среде обуславливается только за счет работы верхней части наружной теплопроводной оболочки, то положение ЛА в атмосфере при такой тянущей схеме образования подъемной силы будет более устойчивым, поскольку центр тяжести аппарата окажется ниже точки этой силы (в случае тянущей схемы так расположить центр масс устройства всегда возможно). Если к тому же центр стока теплоты сместить от вертикальной оси ЛА ("наклонить подсасывающую силу"), то наряду с вертикальной составляющей "подсасывающей силы" появится и ее горизонтальная составляющая - сила тяги. Нижнюю часть наружной теплопроводной оболочки в этом случае целесообразно выполнить в виде обычного радиатора, например снижается величина технического результата, ожидаемая у ЛА, выполненных в соответствии с первыми двумя вариантами, но зато упрощается управление их полетом в атмосфере планеты. The declared thermodipole-type aircraft interact with the environment according to a “pulling-pushing” scheme — for example, the lifting force on one side is determined by the suction of the upper part of the outer shell of the device upward in the low-pressure region, and on the other hand, by pushing its lower part also upward, but from high pressure areas. Moreover, if the change in pressure in the environment is caused only by the work of the upper part of the outer heat-conducting shell, then the position of the aircraft in the atmosphere with such a pulling pattern of formation of lifting force will be more stable, since the center of gravity of the apparatus will be below the point of this force (in the case of a pulling pattern so the center of mass of the device is always possible). If, moreover, the center of the heat sink is shifted from the vertical axis of the aircraft (“tilt the suction force”), then along with the vertical component of the “suction force” its horizontal component will also appear - the traction force. In this case, the lower part of the outer heat-conducting shell is expediently made in the form of a conventional radiator, for example, the technical result expected for aircraft made in accordance with the first two options is reduced, but their flight in the atmosphere of the planet is simplified.
Сущность рассматриваемого изобретения базируется на возможности более адекватного взаимодействия ЛА с окружающей средой, чем у существующих ЛА. The essence of the invention is based on the possibility of a more adequate interaction of the aircraft with the environment than existing aircraft.
Воздействие на среду термомонопольным способом, который в настоящее время только и используется для целей полета, эквивалентно использованию взрыва с расположением ЛА сбоку от его центральной области. При этом только на короткое время создается давление на поверхность ЛА, необходимое для создания подъемной или двигательной силы. Взрыв "отбрасывает от себя" не только ЛА, но и окружающую среду, все это сопровождается неизбежной тратой энергии и массы. Для непрерывности действия эти взрывы необходимо повторять. The impact on the environment by the thermo-monopoly method, which is currently only used for flight purposes, is equivalent to using an explosion with the aircraft located on the side of its central region. In this case, only for a short time pressure is created on the surface of the aircraft, necessary to create a lifting or motor force. The explosion "casts away" not only the aircraft, but also the environment, all this is accompanied by the inevitable waste of energy and mass. For continuity of action, these explosions must be repeated.
В то же время при производстве антивзрыва, т.е. при создании области, где произошло поглощение тепловой энергии, в нее будет втягиваться ЛА и масса окружающей среды. Химические реакции с поглощением теплоты известны, но для целей полета антивзрыв менее удобен, чем взрыв. At the same time, in the production of anti-explosion, i.e. when creating the area where the absorption of thermal energy occurred, the aircraft and the mass of the environment will be drawn into it. Chemical reactions involving the absorption of heat are known, but anti-explosion is less convenient than explosion for flight purposes.
Однако, располагая взрыв и антивзрыв на противоположных сторонах ЛА и создавая эти области не за счет химических реакций, а путем перекачки через ЛА теплоты можно получать подъемную и двигательную силы за счет возмущения среды только на небольшом расстоянии от ЛА. На значительном расстоянии от ЛА плюсовое и минусовое воздействие объекта на окружающую его среду в значительной мере компенсируется; при этих рассуждениях расстояния сравниваются с размерами ЛА. По причине малого возмущения окружающей среды такой термодипольный способ полета и обуславливает малый расход энергии и большие скорости. However, by locating the explosion and anti-explosion on opposite sides of the aircraft and creating these areas not due to chemical reactions, but by pumping heat through the aircraft, it is possible to obtain lifting and motor forces due to disturbance of the medium only at a small distance from the aircraft. At a considerable distance from the aircraft, the plus and minus effects of the object on its environment are largely compensated; with these considerations, distances are compared with the dimensions of the aircraft. Due to the small perturbation of the environment, such a thermodipole method of flight causes a low energy consumption and high speeds.
Более конкретные рассуждения, связанные с оценкой возможностей ЛА термодипольного типа, приводят к необходимости рассмотрения математических уравнений, моделирующих состояния окружающей среды. More specific considerations related to the assessment of the capabilities of a thermodipole type aircraft lead to the need to consider mathematical equations modeling environmental conditions.
Кратко анализ сводится к тому, что из физических данных и соображений для пяти параметров газа (жидкости) можно составить систему из пяти дифференциальных уравнений первого порядка. Операции исключения из них "лишних" неизвестных приводят к появлению волновых уравнений для этих пяти параметров - в том числе для давления, температуры, скорости. Briefly, the analysis boils down to the fact that from physical data and considerations for five parameters of a gas (liquid), a system of five differential equations of the first order can be compiled. The operations of eliminating “unnecessary” unknowns from them lead to the emergence of wave equations for these five parameters - including pressure, temperature, and velocity.
Решение волновых уравнений, т.е. дифференциальных уравнений второго порядка, состоит из набора бесконечного числа мод, т.е. из набора типов полей - каждого со своей пространственной структурной симметрией, ортогональной ко всем остальным модам. Из всего пространственного спектра полей для целей полета необходима мода только дипольного типа, остальные моды связаны с нежелательной деформацией ЛА и бесполезным расходом энергии. Для выделения дипольной моды требуется форма ЛА в виде эллипсоида и выполнение граничных условий в виде дипольного распределения температуры по его поверхности. The solution of wave equations, i.e. differential equations of the second order, consists of a set of an infinite number of modes, i.e. from a set of field types - each with its own spatial structural symmetry, orthogonal to all other modes. Of the entire spatial spectrum of fields for flight purposes, only a dipole type mode is needed, the remaining modes are associated with undesirable deformation of the aircraft and useless energy consumption. To distinguish the dipole mode, an LA shape in the form of an ellipsoid and the fulfillment of boundary conditions in the form of a dipole temperature distribution over its surface are required.
Наиболее просто дипольное распределение по поверхности ЛА температуры T и давления P, которое пропорционально температуре, можно описать в случае его формы в виде шара -
T(θ) = ΔT•cosθ; P(θ) = ΔP•cosθ, (0.1)
где ΔT и ΔP - соответственно амплитуда изменения температуры поверхности ЛА и давления около нее;
θ - угол, отсчитываемый от направления ориентации термодиполя.The simplest is the dipole distribution on the aircraft surface of temperature T and pressure P, which is proportional to temperature, can be described in the case of its shape in the form of a ball -
T (θ) = ΔT • cosθ; P (θ) = ΔP • cosθ, (0.1)
where ΔT and ΔP are, respectively, the amplitude of changes in the surface temperature of the aircraft and the pressure around it;
θ is the angle measured from the direction of orientation of the thermal dipole.
Достоверность теоретических выкладок базируется на следующих моментах:
- исходные уравнения состояний среды в основном известны;
- форма получаемых волновых уравнений и их решений тоже давно известны;
- решения волновых уравнений используются при проектировании различных практически используемых излучателей акустических волн;
- использование волновых уравнений и их решений для моделирования ЛА не встречает принципиальных ограничений;
- известный и используемый в обычных ЛА термомонопольный способ полета тоже является частной формой решения волнового уравнения.The reliability of theoretical calculations is based on the following points:
- the initial equations of state of the medium are mainly known;
- the form of the resulting wave equations and their solutions have also been known for a long time;
- solutions of wave equations are used in the design of various practically used emitters of acoustic waves;
- the use of wave equations and their solutions for modeling aircraft does not meet fundamental restrictions;
- the thermomonopoly flight method known and used in conventional aircraft is also a particular form of solving the wave equation.
Теоретические выводы показывают, что для ЛА в виде горизонтально расположенного эллипсоида вращения подъемная сила может быть оценена по формуле
где a - радиус эллипсоида вращения.Theoretical conclusions show that for an aircraft in the form of a horizontally located ellipsoid of revolution, the lifting force can be estimated by the formula
where a is the radius of the ellipsoid of revolution.
Po и To - соответственно давление и температура атмосферы в месте нахождения ЛА.P o and T o - respectively, the pressure and temperature of the atmosphere at the location of the aircraft.
При этом вследствие теплопроводности среды σ через нее пойдет поток теплоты
Q ≈ 2πσ•ΔT•a, (0.3)
а через ЛА вследствие его теплопроводимости σa -
где h - высота эллипсоида вращения.In this case, due to the thermal conductivity of the medium σ, heat flux will go through it
Q ≈ 2πσ • ΔT • a, (0.3)
and through LA due to its thermal conductivity σ a -
where h is the height of the ellipsoid of revolution.
С учетом отмеченного мощность, необходимая для создания подъемной силы, может быть определена из соотношения
где η - реальный КПД тепловых насосов.Given the noted power required to create a lifting force, can be determined from the ratio
where η is the real efficiency of the heat pumps.
Горизонтальную скорость ЛА можно оценить по формуле
где J - мощность теплового потока через ЛА (через тепловой насос), Sм- площадь миделя ЛА.The horizontal speed of the aircraft can be estimated by the formula
where J is the heat flow through the aircraft (through the heat pump), S m is the midship area of the aircraft.
Получить представление о техническим результате ЛА термодипольного типа целесообразно на основе сопоставления с данными широко известного тяжелого вертолета МИ-6А:
Взлетный вес - 40 тонн
Горючее - 8250л.; керосин
Скорость полета - 0-300 км/час
Дальность полета - 600 км
Продолжительность полета при скорости 150 км/час - 3 часа
По сопоставлению расхода топлива у дизельных двигателей (175 г/л.с.ч.) и расхода топлива у вертолета мощность его двигателей можно оценить величиной порядка 9•103 кВт. При определении возможностей термодипольного ЛА примем, что на нем будет установлен двигатель с этой максимальной мощностью и баки с тем же запасом топлива. Взлетный вес нового ЛА в виде диска эллиптического сечения высотой 3 м и диаметром 6 м возьмем тоже 40 тонн.It is advisable to get an idea of the technical result of a thermodipole type aircraft based on a comparison with the data of the widely known MI-6A heavy helicopter:
Take-off weight - 40 tons
Fuel - 8250l .; kerosene
Flight speed - 0-300 km / h
Flight range - 600 km
Flight duration at a speed of 150 km / h - 3 hours
By comparing the fuel consumption of diesel engines (175 g / h.p.) and the fuel consumption of a helicopter, the power of its engines can be estimated at about 9 • 10 3 kW. In determining the capabilities of a thermodipole aircraft, we assume that an engine with this maximum power and tanks with the same fuel supply will be installed on it. Take-off weight of the new aircraft in the form of an elliptical disk with a height of 3 m and a diameter of 6 m will also take 40 tons.
В соответствии с ф.(02) для создания у поверхности земли такой подъемной силы амплитуда изменения температуры поверхности эллиптического диска будет порядка 20oC.In accordance with f. (02) to create such a lifting force near the surface of the earth, the amplitude of the temperature change of the surface of the elliptical disk will be of the order of 20 o C.
При этом перепаде температуры через воздух пойдет тепловой поток Q≈10Bт, а через сам ЛА, если предположить, что у него теплопроводность такая же, как у бетана - Q≈300Bт. With this temperature difference, the heat flux will go through the air Q≈10Bt, and through the aircraft itself, if we assume that it has the same thermal conductivity as betane - Q≈300Bt.
Если теперь допустить еще неучтенные потери такого же порядка и η ≈ 0,7, то в соответствии с ф. (0.5) мощность, необходимая для удержания рассматриваемого 40-тонного диска на одной высоте, будет порядка 200Вт. If we now assume that unaccounted for losses of the same order and η ≈ 0.7, then in accordance with f. (0.5) the power needed to keep the 40-ton disk under consideration at the same height will be about 200W.
При движении термодипольного ЛА в горизонтальном направлении у него в направлении полета в идеализированном случае перепада температуры нет. Вследствие этого при оценке возможной скорости по ф.(0.6) величина теплового потока J может быть сколько угодно большой. Примем однако, что эта величина больше мощности установленных двигателей в 103 раз. В этом случае в соответствии с ф. (0.6) рассматриваемый дискообразный термодипольный ЛА у поверхности земли будет иметь скорость 23•103км/час.When the thermodipole aircraft moves in the horizontal direction, in the idealized case there is no temperature difference in the flight direction. As a result of this, when estimating the possible velocity from the formula (0.6), the heat flux J can be arbitrarily large. We assume, however, that this value is 10 3 times greater than the power of the installed engines. In this case, in accordance with f. (0.6) the considered disk-shaped thermodipole aircraft at the surface of the earth will have a speed of 23 • 10 3 km / h.
Вертолет МИ-6А за три часа полета преодолевает расстояние в 450 км, рассматриваемый ЛА должен пролететь 69•103км.The MI-6A helicopter overcomes a distance of 450 km in three hours of flight, the aircraft in question must fly 69 • 10 3 km.
Приведенная оценка возможностей ЛА, использующих заявленный термодипольный способ полета, показывает их явное преимущество по сравнению с известными ЛА любых типов. The above assessment of the capabilities of aircraft using the claimed thermodipole method of flight shows their clear advantage compared to known aircraft of any type.
Источники информации
1. Андреевский В.В. Основаны теории полета.-М.: МАИ, 1981. -69с.Sources of information
1. Andreevsky V.V. Theory of flight is based.-M .: MAI, 1981. -69p.
2. Рей Д. , Макмайкл Д. Тепловые насосы/Пер. с англ.-М.:Энергоиздат, 1982. -244с. 2. Ray D., McMichael D. Heat pumps / Per. from English.- M.: Energoizdat, 1982. -244s.
3. Физический энциклопедический словарь/гл.ред. А.М.Прохоров.-М.:Сов. 1984, -944с. 3. Physical Encyclopedic Dictionary / Gl.red. A.M. Prokhorov.-M.: Sov. 1984, -944s.
4. Каганов М. А. , Привин М.Р. Термоэлектрические тепловые насосы.-Л.: Энергия, 1970. -176с. 4. Kaganov M. A., Privin M.R. Thermoelectric heat pumps.-L.: Energy, 1970. -176s.
5. Вейник А.И. Термодинамическая пара.-Минск: Наука и техника, 1973.-384с. 5. Veinik A.I. Thermodynamic pair.-Minsk: Science and technology, 1973.-384с.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95116794A RU2130404C1 (en) | 1995-10-02 | 1995-10-02 | Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95116794A RU2130404C1 (en) | 1995-10-02 | 1995-10-02 | Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95116794A RU95116794A (en) | 1997-10-27 |
| RU2130404C1 true RU2130404C1 (en) | 1999-05-20 |
Family
ID=20172479
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95116794A RU2130404C1 (en) | 1995-10-02 | 1995-10-02 | Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2130404C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2436975C2 (en) * | 2006-07-28 | 2011-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Heat transfer system for turbine engine using heat pipes |
| RU2447300C2 (en) * | 2006-07-28 | 2012-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Heat transfer system |
| RU2449143C2 (en) * | 2006-08-31 | 2012-04-27 | Дженерал Электрик Компани | Heat-transfer system for gas turbine engine |
| WO2012119044A1 (en) * | 2011-03-02 | 2012-09-07 | Game Changers, Llc | Replaceable thrust generating structures attached to an air vehicle |
| WO2012119031A1 (en) * | 2011-03-02 | 2012-09-07 | Game Changers, Llc | Flight control using distributed micro-thrusters |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1066137A1 (en) * | 1977-04-25 | 1990-11-15 | Pirogov A A | Method of flying an aircraft |
-
1995
- 1995-10-02 RU RU95116794A patent/RU2130404C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1066137A1 (en) * | 1977-04-25 | 1990-11-15 | Pirogov A A | Method of flying an aircraft |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Андреевский В.В. Основы теории полета. - М.: МАИ, 1981, с.48-49, 7. 2. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2436975C2 (en) * | 2006-07-28 | 2011-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Heat transfer system for turbine engine using heat pipes |
| RU2447300C2 (en) * | 2006-07-28 | 2012-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Heat transfer system |
| RU2449143C2 (en) * | 2006-08-31 | 2012-04-27 | Дженерал Электрик Компани | Heat-transfer system for gas turbine engine |
| US9340280B2 (en) | 2009-09-03 | 2016-05-17 | Game Changers, Llc | Flight control using distributed micro-thrusters |
| US9551293B2 (en) | 2009-09-03 | 2017-01-24 | Game Changers Llc | Replaceable thrust generating structures attached to an air vehicle |
| WO2012119044A1 (en) * | 2011-03-02 | 2012-09-07 | Game Changers, Llc | Replaceable thrust generating structures attached to an air vehicle |
| WO2012119031A1 (en) * | 2011-03-02 | 2012-09-07 | Game Changers, Llc | Flight control using distributed micro-thrusters |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3726022B1 (en) | Energy recovery modules, generator arrangements, and methods of recovering energy in generator arrangements | |
| AU2020102532A4 (en) | Piv whole flow field synchronization automatic measurement system based on rotating experimental table | |
| Coleman et al. | Engineering application of experimental uncertainty analysis | |
| US20240392761A1 (en) | Air-breathing plasma jet engine | |
| RU2130404C1 (en) | Thermodipole method of flight and flying vehicle for its realization (versions) | |
| CN102639940A (en) | Nanomolecular solid state electrodynamic thruster | |
| US20190338664A1 (en) | Ram-jet and turbo-jet detonation engine | |
| Litchford et al. | Magnetohydrodynamic augmented propulsion experiment: i. performance analysis and design | |
| EP0924426A2 (en) | Run-of-river submerged water turbine | |
| Wen et al. | Recent developments in air pumps for thermal management of electronics | |
| CA2082080A1 (en) | Thermal urger | |
| Brown | Friction coefficients in a vaneless diffuser | |
| Vjatkin et al. | Effect of the tangential component of a force field on convection in a rotating plane layer | |
| Petersen | Lifetimes of satellites in near-circular and elliptic orbits | |
| Iancu et al. | Feasibility study of integrating four-port wave rotors into ultra-micro gas turbines (UmGT) | |
| Dodge et al. | Moment of inertia and damping of liquids in baffled cylindrical tanks. | |
| CN214063116U (en) | Mixed heat dissipation control device of engine for generator set | |
| Neemeh et al. | Thermal performance of a logarithmic-spiral resonance tube | |
| EP0541761A1 (en) | Power and propulsion system utilizing fluid | |
| Von Gierke | Physical characteristics of aircraft noise sources | |
| RU2730691C1 (en) | Lavrentiev gas turbine engine | |
| Raezer et al. | Application of dc plasma arc heating to hypersonic propulsion testing | |
| NORTON et al. | Laser Doppler velocity measurements in the diffuser at CDIF(Component Development and Integration Facility) | |
| Campbell et al. | Electrical shock tube with stabilized driver interface. | |
| Iancu et al. | The ultra-micro wave rotor research at Michigan State University |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091003 |