Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса

Изобретение относится к области дирижаблей. Аппарат состоит из наружной обшивки в виде удлиненных оболочек, закрепленных на силовом поясе, и гондолы. Наружная обшивка охватывает образующие остов корпуса выпуклые решетчатые каркасы, выполненные из продольных и поперечных трубчатых пневмоэлементов, которые соединены с источником сжатого воздуха. В силовом поясе имеется сквозной коридор, балластные и топливные емкости. На гондоле установлены маршевые двигатели и смонтировано шасси. Гондола посредством связей регулируемой длины подвешена к жесткой силовой килевой балке. Жесткая силовая килевая балка связана при помощи гибкой подвески в виде продольно жестких элементов с силовым поясом и выпуклой эластичной верхней оболочкой. Полость корпуса разделена внутренней оболочкой на отсек для размещения баллонов, заполненных газом легче воздуха, и отсек для горячих выхлопных газов. Управляющие двигатели размещены в поворотных гондолах, установленных на силовом поясе. Горизонтальный стабилизатор выполнен прямоугольной формы с рулями. На горизонтальном стабилизаторе и кормовой части силового пояса закреплены основные и вспомогательные кили с основными и вспомогательными вертикальными рулями. Технический результат – повышение надежности. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к области дирижаблей полужесткой системы с термическим балластированном.

Известен из патента Великобритании №2245241, кл. В 64 В 1/08, опубликованного в 1992 г., полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат, содержащий корпус изменяемой формы с мягкой наружной оболочкой, жесткой силовой фермой килевой, дифференциальной емкостью, заполненной газом легче воздуха, носовым усилением, силовой установкой, гондолой и органами управления.

Недостатком указанного полужесткого управляемого летательного аппарата является невозможность его посадки на необорудованные площадки, соизмеримые с его линейными размерами и не требующие для его стоянки и длительного базирования использования специальных для этих целей сооружений и эллингов.

Наиболее близким по своей технической сущности к предложенному полужесткому управляемому аэростатическому летательному аппарату с изменяемой конфигурацией корпуса является известный аппарат из патента Российcкой федерации №2070130, В 64 В 1/08, 1994 г. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса содержит образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством гибкой подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой эластичной верхней оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси.

Недостатками этого ближайшего указанного выше технического решения является недостаточная жесткость и надежность в виду отсутствия каркаса корпуса, низкая удельная мощность двигателей силовой установки и недостаточные скорость полета и маневрирования.

Задачей изобретения является повышение надежности, удобства эксплуатации, жесткости корпуса, скорости полета и маневренности и увеличение полезной удельной нагрузки.

Указанные цели достигаются тем, что полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса, содержащий образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством гибкой подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси, снабжен охватываемыми удлиненными выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками и образующими остов корпуса верхним и нижним выпуклыми решетчатыми каркасами из соединенных через смонтированные на жестком полом силовом поясе распределительные коллекторы, регуляторы давления и обратные клапаны с источником сжатого воздуха из расположенных с шагом “Т” продольных и расположенных с шагом “T₁” поперечных эластичных трубчатых пневмоэлементов, превышающих их диаметр “d” соответственно в 3,0-7,7 и 3,5-8,0 раз, установленными последовательно и симметрично продольной оси корпуса на жестком горизонтальном стабилизаторе и кормовой части жесткого полого силового поясе основными и вспомогательными килями, симметричными относительно продольной оси корпуса, вспомогательными аэродинамическими вертикальными рулями, раскосами, связывающими жесткий полый силовой пояс с основными и вспомогательными килями и жестким горизонтальным стабилизатором, и закрепленными на последнем правым и левым рулями по тангажу и якорными лентами регулируемой длины, закрепленными на нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса по его периметру, упомянутый стабилизатор выполнен прямоугольным, маршевые двигатели - турбовинтовыми с охватываемыми защитными обоймами тяговыми винтами и установлены на гондоле симметрично ее продольной оси, основные и вспомогательный аэродинамическиe вертикальные рули смонтированы соответственно на основных и вспомогательных килях, шасси - на гондоле, при этом удлинение корпуса “L” и давление “Р” воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышают диаметр “D” корпуса в миделе и атмосферное давление “P₁” соответственно в 2,8-6,5 и 1,2-2,3, а расстояние “S₁” между осями вспомогательных килей и смещение “Н” нижней кромки жесткого полого силового пояса вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния “S” между осями основных килей и диаметра “D” корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.

Кроме того, в полужестком управляемом аэростатическом летательном аппарате с изменяемой конфигурацией корпуса гондола может быть выполнена с грузовым отсеком и передней и задней аппарелями.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где: на фиг.1 схематично изображен управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса; на фиг.2 - вид сверху на фиг.1; на фиг; 3 - разрез фиг.1 по миделю; на фиг.4 - то же со снятыми выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками; на фиг.5 - узел А на фиг.4 в увеличенном масштабе; на фиг.6 - вид в плане на фиг.3; на фиг.7 - вид сверху на жесткий полый силовой пояс в разрезе и на фиг.8 схематично изображен вид спереди на управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса при длительной стоянке у земли.

Управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса состоит из наружной обшивки в виде удлиненных выпуклых верхней 1 и нижней 2 эластичных оболочек, закрепленных своими кромками на замкнутом в плане жестком полом силовом поясе 3, который симметричен относительно продольной оси и имеет носовую 4 и кормовую 5 жесткие решетчатые поперечные балки. Наружная обшивка охватывает образующие остов корпуса из верхнего 6 и нижнего 7 выпуклых решетчатых каркасов из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов. Каждый из выпуклых решетчатых каркасов, образованных из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов, соединен через смонтированные на жестком полом силовом поясе 3 и имеющие регуляторы 10 давления распределительные коллекторы 11 обратными клапаны (на чертежах условно не показанных) с ресивером 12 источника 13 сжатого воздуха. В жестком полом силовом поясе 3 имеется сквозной коридор 14 для прохода обслуживающего персонала и балластные 15 и топливные емкости 16. Сквозной коридор 14 сообщается посредством мягкого переходника 17 с гондолой 18. На гондоле 18 симметрично ее продольной оси установлены турбовинтовые маршевые двигатели 19 силовой установки с охватываемыми защитными обоймами 20 тяговыми винтами 21, а сама гондола 10 посредством гибких связей 22 регулируемой длины подвешена к жесткой силовой килевой балке 23. В свою очередь жесткая силовая килевая балка 23 связана при помощи гибкой подвески в виде продольно жестких элементов 24 регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой 1. Нижние концы продольно жестких элементов 24 регулируемой длины закреплены на барабанах приводных лебедок (на чертежах условно не показанных), установленных на жесткой силовой килевой балке 23, закрепленной на внутренней поверхности удлиненной выпуклой нижней 2 эластичной оболочки в ее нижней части. Полость корпуса разделена эластичной внутренней оболочкой 25, прикрепленной наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой верхней 1 эластичной оболочки и упомянутой килевой силовой балке 23 на отсек 26 для размещения мягких эластичных баллонов 27, заполненных газом легче воздуха и охватываемый последним отсек 28 для горячих выхлопных газов. Отсек 28 для горячих выхлопных газов имеет приспособление 29 для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с выхлопной системой маршевых двигателей 19 силовой установки. На гондоле 17 смонтировано шасси 31. Управляющие поворотные двигатели 32 размещены в поворотных гондолах 33, установленных на упомянутом выше силовом поясе 3 симметрично его продольной оси кормовой 5 жесткой решетчатой поперечной балкой. Жесткий горизонтальный стабилизатор 34 выполнен прямоугольным, снабжен правым 35 и левым 36 рулями по тангажу и установлен на вышеупомянутом силовом поясе 3 над его кормовой 5 жесткой решетчатой поперечной балкой. На жестком горизонтальном стабилизаторе 34 и кормовой части выше упомянутого силового пояса 3 закреплены симметрично относительно продольной оси корпуса соответственно основные 37 и вспомогательные 38 кили с основными 39 и вспомогательными 40 аэродинамическими вертикальными рулями. На нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса 3 по его периметру закреплены якорные ленты 41 регулируемой длины. Удлинение корпуса "L" и давление “Р” воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышают диаметр “D” корпуса в миделе и атмосферное давление “P₁” соответственно в 2,8-6,5 и 1,2-2,3. Расстояние “S₁” между осями вспомогательных 33 килей и смещение “Н” нижней кромки жесткого полого силового пояса 3 вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния “S” между осями основных 32 килей и диаметра “D” корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.

Работает полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса следующим образом. Производится запуск маршевых двигателей 19 силовой установки. Затем заполняют ресивер 12 источника 13 сжатого воздуха под необходимым давлением сжатым воздухом. После чего из ресивера 12 через обратные клапаны, имеющие регуляторы 10 давления, и распределительные коллекторы 11 сжатым воздухом под давлением заполняют продольные 8 и поперечные 9 эластичные трубчатые пневмоэлементы образующих остов верхнего 6 и нижнего 7 выпуклых решетчатых каркасов. После достижения корпусом управляемого аэростатического летательного аппарата необходимой жесткости отсек 28 горячих выхлопных газов заполняют последними и обогревают мягкие эластичные баллоны 27, заполненные газом легче воздуха, отсека 26. После этого, используя аэростатические силы от нагретых выхлопных газов и газов легче воздуха, полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса поднимают на заданную высоту полета. Дополнительная подъемная сила, кроме того, может быть получена путем поворота управляющих поворотных двигателей 32 в вертикальное положение. На заданной высоте полета при помощи приспособления 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов их температура в отсеке 28 горячих выхлопных газов и количество доводятся до таких значений, при которых полная подъемная сила является суммой подъемной силы, создаваемой находящимся в мягких эластичных баллонах газом легче воздуха и подъемной силой горячих выхлопных газов находящихся в отсеке 28 горячих выхлопных газов. Повышение температуры горячих выхлопных газов находящихся в отсеке 28 горячих выхлопных газов ведет к увеличению высоты полета, а понижение температуры горячих выхлопных газов в указанном отсеке ведет к уменьшению высоты полета. Избыточное количество горячих выхлопных газов из отсека 28 горячих выхлопных газов выпускается через управляющий клапан приспособления 30 для впуска и сброса горячих выхлопных газов. Управление по тангажу осуществляют путем поворота в вертикальном направлении управляющих поворотных двигателей 32, правого 35 и левого 36 рулей по тангажу. Управление по курсу осуществляется смонтированными соответственно на основных 37 и вспомогательных 38 килях основными 39 и вспомогательными 40 аэродинамическими вертикальными рулями, а также за счет поворота в горизонтальном направлении управляющих поворотных двигателей 32. При подлете к пункту назначения уменьшается высота полета. Дальнейшее снижение полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с изменяемой конфигурацией корпуса осуществляется за счет дальнейшего снижения температуры горячих выхлопных газов в отсеке 28 горячих выхлопных газов. После касания поверхности Земли осуществляется якорение с использованием якорных лент 41 регулируемой длины. Производится выпуск горячих выхлопных газов из отсека 28 горячих выхлопных газов и сжатого воздуха из продольных 8 и поперечных 9 эластичных трубчатых пневмоэлементов, нижнего 7 выпуклого решетчатого каркаса. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса касается поверхности Земли шасси 31, установленным на гондоле 18. Производится разгрузка грузового отсека гондолы 18, при этом вес выгруженного груза компенсируется закачкой балласта в балластные 15 емкости жесткого полого силового пояса 3, который при этом опускается до контакта земном поверхности, а эластичная внутренняя 25 и нижняя 2 эластичные оболочки накрывают гондолу 28, защищая ее от внешней среды, причем в это же время нижние концы якорных лент 41 фиксируются в закрепленных на поверхности Земли захватах и натягиваются.

Предлагаемая конструкция полужесткого управляемого аэростатического летательного аппарата с изменяемой конфигурацией корпуса позволяет создать аэростатический летательный аппарат, предназначенный для осуществления пассажирских, грузопассажирских и грузовых перевозок, а также для осуществления работ иного назначения, например патрулирования, пожаротушения и т.п.

1. Полужесткий управляемый аэростатический летательный аппарат с изменяемой конфигурацией корпуса, содержащий образующие его наружную обшивку удлиненные выпуклые верхнюю и нижнюю эластичные оболочки, закрепленные на замкнутом в плане, симметричном относительно продольной оси и имеющем носовую и кормовую решетчатые поперечные балки жестком полом силовом поясе, в полости которого размещены балластные и топливные емкости и сквозной коридор, сообщающийся посредством мягкого переходника с гондолой, подвешенной на тягах регулируемой длины к закрепленной на внутренней поверхности эластичной нижней оболочки жесткой силовой килевой балке, связанной посредством подвески в виде продольно жестких элементов регулируемой длины с упомянутым силовым поясом и выпуклой верхней эластичной оболочкой, размещенную в средней части корпуса эластичную внутреннюю оболочку, прикрепленную наружной кромкой и центральной частью соответственно к внутренней поверхности выпуклой эластичной верхней оболочки и упомянутой килевой балке и делящую внутреннюю полость корпуса на отсек для размещения эластичных баллонов, заполненных газом легче воздуха, и охватываемый последним отсек для горячих выхлопных газов, имеющий приспособление для впуска и сброса забортного воздуха и приспособление для впуска и сброса горячих выхлопных газов, соединенное посредством газопроводов с маршевыми двигателями силовой установки, смонтированные на жестком полом силовом поясе в поворотных гондолах управляющие двигатели, установленный на приведенном выше силовом поясе над решетчатой задней поперечной балкой жесткий горизонтальный стабилизатор с симметричными относительно продольной оси корпуса аэродинамическими вертикальными рулями и шасси, отличающийся тем, что он снабжен охватываемыми удлиненными выпуклыми верхней и нижней эластичными оболочками и образующими остов корпуса верхним и нижним выпуклыми решетчатыми каркасами из расположенных с шагом Т продольных и с шагом T1, превышающих их диаметр d соответственно в 3,0-7,7 и 3,5-8,0 раз, поперечных эластичных трубчатых пневмоэлементов, соединенных через смонтированные на жестком полом силовом поясе распределительные коллекторы, регуляторы давления и обратные клапаны с источником сжатого воздуха, установленными последовательно и симметрично продольной оси корпуса на жестком горизонтальном стабилизаторе и кормовой части жесткого полого силового пояса соответственно основными и вспомогательными килями, симметричными относительно продольной оси корпуса, вспомогательными аэродинамическими вертикальными рулями, раскосами, связывающими жесткий полый силовой пояс с основными и вспомогательными килями и жестким горизонтальным стабилизатором, и закрепленными на последнем правым и левым рулями по тангажу и якорными лентами регулируемой длины, закрепленными на нижней поверхности вышеупомянутого силового пояса по его периметру, упомянутый стабилизатор выполнен прямоугольным, маршевые двигатели - турбовинтовыми с охватываемыми защитными обоймами тяговыми винтами и установлены на гондоле симметрично ее продольной оси, основные и вспомогательный аэродинамические вертикальные рули смонтированы соответственно на основных и вспомогательных килях, шасси - на гондоле, при этом удлинение корпуса L превышает диаметр D корпуса в миделе в 2,8-6,5 раза, давление Р воздуха в эластичных трубчатых пневмоэлементах превышает атмосферное давление P₁ в 1,2-2,3 раза, а расстояние S₁ между осями вспомогательных килей и смещение Н нижней кромки жесткого полого силового пояса вверх относительно продольной оси корпуса меньше расстояния S между осями основных килей и диаметра D корпуса в миделе соответственно в 1,05-2,0 и 80-100 раз.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что гондола выполнена с грузовым отсеком и передней и задней аппарелями.