Летательный аппарат


 


Владельцы патента RU 2403189:

Часовской Александр Абрамович (RU)

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и космическом пространстве с применением реактивных средств создания тяги. Летательный аппарат содержит корпус с цилиндром (камерой сгорания), снабженным первым и вторым выхлопными соплами. Второе сопло расположено спереди цилиндра и заканчивается изогнутой вниз выхлопной трубой, выходящей после изгиба из корпуса ниже цилиндра. В указанном цилиндре выполнены два амортизатора, входы которых гидравлически сообщены с блоком управления амортизаторами. Между амортизаторами установлена (подвижная) пластина, разделяющая цилиндр на две полости, в которых происходит сгорание топлива, подаваемого в амортизаторы от указанного блока управления. Технический результат изобретения направлен на обеспечение надежности ЛА при увеличении скорости его полета. 1 ил.

 

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и выходе в космос для дальнейшего полета.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте № 2281889, зарегистрированном 20 августа 2006 года, автор Часовской АА. В нем осуществляется возвратно-поступательное движение поршня внутри цилиндра. При этом осуществляется по команде с блока управления амортизаторами воспламенение газов во втором амортизаторе и их выход через выхлопное сопло. Одновременно поршень отталкивается с помощью этих воспламененных газов в прямом направлении и далее сжимает газы в первом амортизаторе, заранее поступившие с вышеупомянутого блока управления амортизаторами. В результате газы воспламеняются и отталкивают поршень в обратном направлении и далее выходят через выхлопные трубы. Однако при увеличении скорости полета уменьшается надежность в связи с увеличением количества остаточных газов после выхода их через выхлопные трубы.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2350520, опубликованном в бюл. №9 от 27.03.2009 г. В нем в отличие от вышеупомянутого для уменьшения громоздкости вместо поршня используется пластина, котороая в исходном состоянии под действием газов, поступающих в амортизаторы из блока управления амортизаторами, устанавливается посреди цилиндра, а воспламенение газов в амортизаторах происходит одновременно. Из амортизаторов газы выходят только после их воспламенения через выхлопныое сопло и выхлопные трубы.

Увеличение кинетической энергии и ускорение происходят в связи с наличием относительного и абсолютного движения корпуса и пластины внутри цилиндра. Однако в нем также при увеличении скорости полета уменьшается надежность из-за увеличения количества остаточных газов после выхода их из первого амортизатора через выхлопные трубы.

С помощью предлагаемого устройства обеспечивается при увеличении скорости полета сохранение надежности. Достигается это введением второго выхлопного сопла впереди цилиндра, жестко связанного с последним и с корпусом, изогнутой вниз выхлопной трубы, жестко связанной с вышеупомянутым вторым выхлопным соплом и размещенной впереди него и выходящей после изгиба из корпуса ниже цилиндра. На чертеже и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления амортизаторами;

3 - изогнутая вниз выхлопная труба;

4 - выхлопное сопло;

5 - цилиндр;

6 - амортизатор;

7 - пластина;

8 - амортизатор;

9 - выхлопное сопло.

При этом корпус 1 имеет жесткую связь с блоком управления амортизаторами 2, имеющим два выхода, гидравлически сообщенных соответственно с входами амортизаторов 6 и 8 внутри цилиндра 5, с пластиной 7 внутри между вышеупомянутыми амортизаторами, причем цилиндр 5 жестко связан с корпусом 1 и выхлопными соплами 4 и 9, а выхлопное сопло 4 жестко связано с изогнутой вниз выхлопной трубой 3.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Перед стартом аппарата с помощью блока управления амортизаторами 2 с первого и второго его выходов выдаются равные дозированные количества топлива в амортизаторы 6 и 8, размещенные внутри цилиндра 5. В результате пластина 7, также размещенная внутри цилиндра, устанавливается между этими амортизаторами. Для осуществления старта с помощью блока 2 происходит одновременное воспламенение газов в амортизаторах 6 и 8 и их выход через выхлопное сопло 4, размещенное впереди цилиндра 5 и далее через изогнутую вниз выхлопную трубу 3, проходящую внутри корпуса 1 и выходящую из него ниже цилиндра 5, а также выход воспламенения газов через выхлопное сопло 9. Таким образом, расположение выхлопного сопла и изогнутой вниз выхлопной трубы 3 улучшают условия выхлопа и исключают наличие остаточных газов. При этом пластина 7 не осуществляет возвратно-поступательное движение.

После выхода воспламененных газов из сопел 4 (с трубой 3) и 9 в амортизаторы 6, 8 вновь поступают дозированные количества топлива и процесс возобновляется. При этом, если пластина 7 не закреплена, может быть реализовано относительное движение корпуса 1 и пластины 7. При определенном управлении с помощью блока 2 дозировками топлива в амортизаторы 6, 8 можно увеличить частоту амортизационных циклов и задать определенный закон относительного движения пластины 7 - чем увеличить скорость аппарата при обеспечении полного выхлопа газов.

Возможен частный режим работы устройства (например, в начальной стадии движения) - с непрерывным горением и выходом газов из цилиндра 5 через сопла 4 (с трубой 3) и 9. В этом случае пластина 7 может играть роль демпфера (регулятора) давления внутри цилиндра 5, либо - просто удалена. Возможен также случай работы, в непрерывном или импульсном режиме, только одного амортизатора (6 или 8).

Для осуществления торможения при приближении к планете аппарат должен развернуться на 180° и провести вышеуказанные действия.

Предлагаемое устройство может быть использовано для перемещения грузов и пассажиров в атмосфере и космосе. Ожидаемый заявителем рост кинетической энергии будет способствовать экономии топлива при ускорении и торможении аппарата.

Летательный аппарат, содержащий корпус, выхлопное сопло и блок управления амортизаторами, два амортизатора, цилиндр и пластину внутри последнего, причем амортизаторы имеют входы, гидравлически сообщенные соответственно с двумя выходами блока управления амортизаторами, корпус жестко связан с блоком управления амортизаторами и цилиндром, жестко связанным с выхлопным соплом и вторым амортизатором, пластина установлена между первым и вторым амортизаторами внутри цилиндра, отличающийся тем, что введены второе выхлопное сопло впереди цилиндра, жестко связанное с последним, и изогнутая вниз выхлопная труба, жестко связанная с вышеупомянутым вторым выхлопным соплом, размещенная впереди него и выходящая после изгиба из корпуса ниже цилиндра.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей и м.б. .

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА), преимущественно искусственных спутников планет с помощью реактивных двигателей коррекции.

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и космосе. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике и может быть использовано для транспортировки полезных грузов в атмосфере и за ее пределами. .

Изобретение относится к устройствам управления движением космических аппаратов (КА) с использованием реактивных двигателей и может использоваться в межзвездных полетах, в частности, при вхождении КА в поля тяготения черных дыр.

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к воздушно-космической технике и, в частности, к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. .

Изобретение относится к области управления относительным и абсолютным движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей малой тяги (электроракетных двигателей).

Изобретение относится к космонавтике и может использоваться для транспортировки грузов как в открытом космосе, так и в атмосфере. .

Изобретение относится к размещению двигательной установки на летательном аппарате. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу оптимизации компоновки авиационных двигателей силовой установки на воздушном судне. .

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационному оборудованию. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике и может быть использовано при создании двигательных систем летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и открытом космосе.

Изобретение относится к оборудованию воздушного судна. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для защиты турбореактивного двигателя от попадания посторонних предметов. .

Изобретение относится к области авиации
Наверх