Летательный аппарат


 


Владельцы патента RU 2521145:

Часовской Александр Абрамович (RU)

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

 

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

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2363625. Начальное движение осуществляется с помощью двух реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Дальнейшее ускорение происходит благодаря импульсному истечению воспламененного топлива. Причем подача топлива осуществляется порциями с блока управления. Однако при увеличенной порции топлива не обеспечивается надежность устройства, что не позволяет увеличить скорость.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2403189. В нем так же начальное движение происходит с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Далее осуществляется ускорение благодаря подаче порций топлива с блока управления для его воспламенения. При этом происходит импульсивное истечение воспламененного топлива, в том числе и с увеличенной частотой. Возможен вариант применения без использования пластины внутри узла, где происходит воспламенение и истечение топлива. Однако при увеличенных дозах топлива не обеспечивается достаточная надежность, что не позволяет увеличить ускорение. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение без уменьшения надежности. Достигается это: введением блока симметричных конусообразных камер сгорания двух блоков выхлопных труб, при этом каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания, и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания, где каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб и имеющей оконечность, выходящую за пределы камеры сгорания, имеющей так же, как и другие, камеры сгорания вышеупомянутого блока симметричных конусообразных камер сгорания, гидравлические входы которого связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок управления

3 - блок симметричных изогнутых выхлопных труб

4 - блок выхлопных сопел

5, 6 - реактивные двигатели

7 - блок симметричных конусообразных камер сгорания

8 - блок выхлопных сопел

При этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 5, 6 и с блоком симметричных конусообразных камер сгорания 7, каждая из которых жестко связана с соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 8 и соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 4, где каждое сопло жестко связано с соответствующей изогнутой выхлопной трубой блока симметричных изогнутых выхлопных труб 3 внутри корпуса 1, имеющим внутри блок управления 2, гидравлические выходы которого связаны с соответствующими гидравлическими входами блока симметричных конусообразных камер сгорания 7.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

После старта полет происходит с помощью реактивных двигателей 5, 6, жестко связанных с корпусом 1. Двигатели могут быть и твердотопливными. Возможен вариант исполнения, когда первоначальные движения осуществляются путем катапультирования. В работе может так же участвовать блок симметричных конусообразных камер сгорания 7, два блока выхлопных сопел 4, 8 и блок симметричных изогнутых выхлопных труб 3. Каждая камера блока 7 жестко связана с соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 8, позади камер сгорания 7, и соответствующим выхлопным соплом блока выхлопных сопел 4 впереди камер сгорания 7. При этом каждое сопло блока 4 жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса 1 и входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб 3 и выходящей за пределы соответствующей камеры сгорания. Причем направление изогнутости выхлопной трубы (вверх, вниз, вправо, влево) зависит от расположения камер сгорания относительно других, которые могут быть расположены, например, по одной линии или по кругу, при этом исключается их касание воспламененного топлива, а симметричность размещения камер сгорания и выхлопных труб исключает отклонение от заданного курса. Каждая камера сгорания блока 7 имеет гидравлический вход, связанный с соответствующим гидравлическим выходом блока управления 2. Первоначально с момента начала работы реактивных двигателей 5, 6 может начаться непрерывное воспламенение топлива в блоке симметричных конусообразных камер сгорания 7 после его непрерывной подачи с блока управления 2. При этом воспламененное топливо выходит через блоки выхлопных сопел 8, 4. Возможен вариант исполнения, когда непрерывное воспламенение топлива в блоке 7 может осуществляться через некоторое время после включения реактивных двигателей. Это обеспечивает большее первоначальное ускорение. Для увеличения дальнейшего ускорения блок управления 2 начинает выдавать следующие друг за другом порции топлива, которые могут следовать и с увеличенной частотой. При этом в процессе поступлений этих порций в камеры сгорания осуществляется довоспламенение ранее поступивших порций и как следствие увеличение тяги. Кроме того, благодаря использованию более одной камеры сгорания создается возможность увеличить количество выдаваемого с блока управления топлива без уменьшения надежности, а следовательно, и увеличить ускорение, так же ускорение увеличивается благодаря наличию относительного движения корпуса 1 и вновь воспламененного топлива, относительно ранее воспламененного топлива, но еще не вышедшего из блока симметричных конусообразных камер сгорания 7. Частота выдачи порций топлива блоком управления 2 может регулироваться при осуществлении следующих друг за другом отталкиваний с увеличенной частотой. В связи с появлением возможности увеличить количество поступающего топлива из-за наличия более одной камеры сгорания создается возможность в более короткие сроки осуществить полет и достичь необходимой скорости. В процессе полета могут работать и реактивные двигатели 5, 6. При торможении устройство может развернуться на 180 градусов и включить все двигатели. Далее при входе в плотные слои атмосферы снова может осуществляться разворот в исходное состояние. Предлагаемое устройство может быть использовано для уменьшения времени полета до удаленных объектов. После достижения определенной скорости может быть многократно сокращено количество потребляемой энергии и может быть осуществлено равномерное движение на заданном участке. Таким образом обеспечивается экономический эффект.

Летательный аппарат, состоящий из корпуса и жестко связанных с ним реактивных двигателей, блока управления для подачи топлива и осуществления его воспламенения и истечения, отличающийся тем, что вводятся: блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел и блок симметричных изогнутых выхлопных труб, при этом каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания, где каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, входящей в состав блока симметричных изогнутых выхлопных труб и имеющей оконечность, выходящую за пределы камеры сгорания вышеупомянутого блока симметричных конусообразных камер сгорания, гидравлические входы которого связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди.

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к реактивным средствам перемещения преимущественно в свободном космическом пространстве. Предлагаемое средство перемещения содержит корпус (1), полезную нагрузку (2), систему управления и не менее одной кольцевой системы сверхпроводящих фокусирующе-отклоняющих магнитов (3).

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ракетного разгонного блока и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода от отделившегося космического аппарата.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для программного смещения координат точек падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения.

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.
Наверх