Беспилотный летательный аппарат



Беспилотный летательный аппарат
Беспилотный летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2532954:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ГОСУДАРСТВЕННОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "РАДУГА" ИМЕНИ А.Я. БЕРЕЗНЯКА" (RU)

Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки. Камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием и снабжена зарядом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения. Окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками. Стабилизаторы пламени размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками. Механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака в камеру сгорания. Изобретение направлено на уменьшение времени разгона и увеличение конечной скорости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов, конкретно, к его силовой установке с реактивным двигателем, использующим твердое и жидкое топливо.

Известен беспилотный летательный аппарат (БЛА) 3М-80Е (Энциклопедия "Оружие и технологии России", том 3, издательский дом "Оружие и технологии". - М., 2001, стр.125-129) с двигателем 3Д81 (О.А. Артемьев "Прямоточные воздушно-реактивные двигатели", М.: "Компания Спутник+", 2007 г., стр.238-239), содержащий корпус с аэродинамическими управляемыми поверхностями и боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами, а также размещенные в корпусе систему радиолокационного наведения, систему управления полетом, полезную нагрузку (боевую часть), электросиловую систему, радиовысотомер и двигательную установку, включающую маршевый прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) и стартовый реактивный двигатель твердого топлива (РДТТ). ПВРД содержит камеру сгорания и реактивное сопло. РДТТ размещен в полостях камеры сгорания ПВРД и его реактивного сопла. Воздуховодные каналы сообщены с камерой сгорания ПВРД. Двигательная установка также включает в себя бак жидкого топлива, турбонасосную систему подачи жидкого топлива из бака с автоматическим топливным регулятором. ПВРД включает устанавливаемые в полете стабилизаторы пламени с механизмами их установки, содержащие топливные коллекторы с распылительными элементами, сообщенные с системой подачи и регулирования расхода топлива. Для обеспечения размещения РДТТ стабилизаторы пламени расположены в камере сгорания ПВРД на поворотных узлах и до запуска ПВРД находятся в сложенном состоянии вблизи боковых стенок камеры сгорания.

Существенными признаками предлагаемого БЛА, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие - содержащий корпус с аэродинамическими управляемыми поверхностями и боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами, а также размещенные в корпусе систему управления, полезную нагрузку и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом, прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами их установки, содержащие топливные коллекторы с распылительными элементами, маршевое реактивное сопло и устройство воспламенения жидкого топлива, сообщенные с камерой сгорания, а также состоящую из системы подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, сообщенной с топливными коллекторами.

В известном устройстве наличие корпуса РДТТ, размещаемого в полостях камеры сгорания ПВРД, не позволяет увеличить наружный диаметр заряда твердого топлива, поскольку наружный диаметр корпуса СД должен быть меньше внутреннего диаметра маршевого реактивного сопла ПВРД. Кроме того, стабилизаторы пламени, расположенные вблизи боковых стенок камеры сгорания ПВРД, не позволяют увеличить наружный диаметр корпуса РДТТ и заряда его твердого топлива даже при съемном маршевом реактивном сопле ПВРД. Это не позволяет увеличить объем и массу твердого топлива, используемого при стартовом ускорении БЛА, и расширить энергетические возможности стартового режима БЛА для уменьшения времени его разгона и увеличения конечной скорости при разгоне.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое устройство, является обеспечение возможности увеличения диаметра и массы заряда твердого топлива для стартового ускорения БЛА.

Для решения поставленной задачи в БЛА, содержащем корпус с аэродинамическими управляемыми поверхностями и боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами, а также размещенные в корпусе систему управления, полезную нагрузку и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом, прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания, с механизмами их установки, содержащие топливные коллекторы с распылительными элементами, маршевое реактивное сопло и устройство воспламенения жидкого топлива, сообщенные с камерой сгорания, а также состоящую из системы подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, сообщенной с топливными коллекторами, камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием, в полости камеры сгорания размещен заряд твердого топлива, прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения, окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками, сбрасываемыми воздушным потоком, а стабилизаторы пламени с механизмами их установки размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками, при этом механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, а их штоки выполнены полыми, выдвигаемыми в полость камеры сгорания, полости штоков сообщены с надпоршневыми полостями, стабилизаторы пламени размещены на наружных концах полых штоков, а их топливные коллекторы сообщены с полостями штоков. Для размещения в камере сгорания ПВРД вкладного заряда твердого топлива с максимальным наружным диаметром, превышающим диаметр критического сечения маршевого реактивного сопла, оно выполнено съемным.

Отличительными признаками предлагаемого БЛА являются следующие: камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием, в полости камеры сгорания размещен заряд твердого топлива, прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения, окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками, сбрасываемыми воздушным потоком, а стабилизаторы пламени с механизмами их установки размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками, при этом механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, а их штоки выполнены полыми, выдвигаемыми в полость камеры сгорания, полости штоков сообщены с надпоршневыми полостями, стабилизаторы пламени размещены на наружных концах полых штоков, а их топливные коллекторы сообщены с полостями штоков; маршевое реактивное сопло выполнено съемным.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков, в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, расширяются энергетические возможности стартового участка полета БЛА по уменьшению времени разгона и увеличению конечной скорости.

Предлагаемое устройство может найти применение в оборонной отрасли для создания высокоманевренных и высокоскоростных БЛА.

Предлагаемый БЛА иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1, 2.

На фиг.1 представлен общий вид БЛА в разрезе.

На фиг.2 представлена конструкция выдвижного стабилизатора горения с механизмом установки, содержащего топливный коллектор с распылительными элементами (место А фиг.1) в момент завершения стартового режима тяги ПВРД перед включением маршевого режима тяги.

Представленный БЛА содержит корпус 1 с аэродинамическими поверхностями - центральными поворотными крыльями 2 с приводами 3 и хвостовым оперением 4, боковыми воздухозаборными устройствами 5 с воздуховодными каналами 6, а также размещенные в корпусе 1 систему управления 7, полезную нагрузку 8, и двигательную установку, состоящую из бака 9 с жидким топливом, топливным насосом 10 для подачи жидкого топлива и прямоточным воздушно-реактивным двигателем, содержащим камеру 11 сгорания с теплозащитным покрытием 12, сообщенную через входные окна 13 с воздуховодными каналами 6, маршевым реактивным соплом 14 и через него с атмосферой. Для обеспечения стартового разгона БЛА в камере 11 сгорания размещен заряд 15 твердого топлива, который может быть выполнен вкладным или заливным, скрепленным с теплозащитным покрытием 12. В выходной части маршевого реактивного сопла 14 установлено стартовое реактивное сопло 16 с устройством 17 его отделения, а входные окна 13 закрыты заглушками 18, сбрасываемыми в направлении потока воздуха. Система подачи топлива из бака 9 включает топливный насос 10, но может содержать и другой источник давления топлива, например, устройство наддува с источником сжатого газа. ПВРД включает также отдельные стабилизаторы 19 пламени (фиг.2), содержащие топливные коллекторы, выполненные в виде набора распылительных элементов-форсунок 20. Устройства установки стабилизаторов 19 пламени в камеру 11 сгорания выполнены в виде гидроцилиндров 21 с полыми штоками 22. Стабилизаторы 19 пламени топлива соединены с наружными концами полых штоков 22, сообщены с их полостями и вместе с гидроцилиндрами 21 размещены в воздуховодных каналах 6 перед сбрасываемыми заглушками 18. Надпоршневые полости 23 гидроцилиндров 21 сообщены с насосом 10 через дозирующее устройство 24, сообщенное электрической связью с системой управления 7. Форсунки 20 сообщены через полости штоков 22 с надпоршневыми полостями 23 гидроцилиндров 21, подпоршневые полости 25 которых сообщены с полостью камеры 11 сгорания через дросселирующие дренажные отверстия 26. Маршевое реактивное сопло 14 (фиг.1) выполнено съемным и крепится к камере 11 сгорания посредством разъемного соединения 27. Система розжига ПВРД включает устройство 28 воспламенения заряда 15 твердого топлива и устройство 29 воспламенения жидкого топлива для маршевого участка полета БЛА.

Представленное на фиг.1, 2 устройство работает следующим образом. Благодаря тому что стабилизаторы 19 пламени на стартовом участке полета БЛА находятся в воздуховодных каналах 6, в камере 11 сгорания размещается заряд твердого топлива 15 с увеличенным, по сравнению с прототипом диаметром и массой, что обеспечивает при сгорании заряда 15 передачу БЛА большего импульса тяги и его разгон на стартовом участке до большей конечной скорости. При этом благодаря увеличению площади поверхности заряда 15 и его объема обеспечивается также и возможность увеличения поверхности горения заряда 15, следовательно, большего расхода твердого топлива заряда 15 и тяги ПВРД на стартовом участке полета БЛА, что уменьшает время разгона БЛА до конечной скорости. Для старта БЛА задействованием устройства 28 воспламеняется заряд 15 твердого топлива. В камере 11 сгорания повышается давление газообразных продуктов сгорания заряда 15, обеспечивая прижатие заглушек 18 к входным окнам 13 и стартовый режим тяги за счет ускорения газов в стартовом реактивном сопле 16 и истечения газов в окружающую среду со сверхзвуковой скоростью, что обеспечивает разгон БЛА до сверхзвуковой скорости полета, достаточной для включения маршевого режима тяги ПВРД и поддержания сверхзвуковой скорости полета БЛА. С разгоном БЛА пропорционально квадрату его скорости увеличивается давление в воздуховодных каналах 6 перед заглушками 18, а после выгорания заряда 15 давление газов в камере 11 сгорания и за заглушками 18 уменьшается. Перепад этих давлений, действуя на площадь заглушек 18, формирует силу, выбрасывающую их из входных окон 13 в камеру 11 сгорания и далее с потоком газов через сопло 16 в атмосферу. Система управления 7 задействует устройство 17 отделения стартового сопла 16, которое отделяется от маршевого реактивного сопла 14 и выбрасывается в атмосферу. Включение маршевого режима тяги ПВРД обеспечивается работой насоса 10, который осуществляет забор топлива из бака 9 и его подачу с увеличенным давлением через дозатор 24 в надпоршневые полости 23 гидроцилиндров 21; под действием давления топлива на поршни гидроцилиндров 21 их штоки 22 выдвигаются, перемещая стабилизаторы 19 пламени с форсунками 20 из воздуховодов 6 в камеру сгорания 11. При этом топливо из надпоршневой полости 23 через полости штоков 22 и стабилизаторов 19 пламени поступает в форсунки 20, распыливаясь в камере 11 сгорания, перемешиваясь с воздухом, поступающим через входные окна 13, образуя топливно-воздушную смесь. Включением устройства 29 инициируется горение топлива с кислородом воздуха в камере 11 сгорания, температура и объем газов в камере 11 сгорания увеличиваются. Избыточный объем газов, ускоряясь в маршевом реактивном сопле 14, истекает в окружающую среду, формируя маршевую тягу ПВРД. При этом благодаря наличию бака 9 с жидким топливом, а также насоса 10 и дозатора 24 расход топлива через форсунки 21 и в камеру 11 сгорания может изменяться в широком диапазоне значений, соответственно, в широком диапазоне значений будет изменяться тяга ПВРД на маршевом режиме, формируемая маршевым реактивным соплом 14. Таким образом, обеспечивается возможность экономичной работы двигателя в широком диапазоне летных характеристик, как по высоте, так и по скорости полета, что расширяет технические возможности БЛА по маневрированию. Наличие у БЛА разъемного соединения 27 позволяетпри отстыкованном маршевом реактивном сопле 14 установить в камеру 11 сгорания заряд 15 твердого топлива вкладного исполнения, наружный диаметр которого равен внутреннему диаметру теплозащитного покрытия 12 камеры 11 сгорания, и, таким образом, дополнительно увеличить массу заряда 15 твердого топлива, дополнительно разогнать БЛА до большей конечной скорости полета тяги и дополнительно уменьшить время разгона БЛА до конечной скорости полета на стартовом участке.

1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий корпус с аэродинамическими управляемыми поверхностями и боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами, а также размещенные в корпусе систему управления, полезную нагрузку и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом, прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами их установки, содержащие топливные коллекторы с распылительными элементами, маршевое реактивное сопло и устройство воспламенения жидкого топлива, сообщенные с камерой сгорания, а также состоящую из системы подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, сообщенной с топливными коллекторами, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием, в полости камеры сгорания размещен заряд твердого топлива, прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения, окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками, сбрасываемыми воздушным потоком, а стабилизаторы пламени с механизмами их установки размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками, при этом механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака и регулирования его расхода в камеру сгорания, а их штоки выполнены полыми, выдвигаемыми в полость камеры сгорания, полости штоков сообщены с надпоршневыми полостями, стабилизаторы пламени размещены на наружных концах полых штоков, а их топливные коллекторы сообщены с полостями штоков.

2. Беспилотный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что маршевое реактивное сопло выполнено съемным.



 

Похожие патенты:

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей.

Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) на порошкообразном металлическом горючем (ПМГ).

Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к самолету, который (1) содержит фюзеляж (2) удлиненной формы вдоль продольной оси Х самолета и, по меньшей мере, одно крыло (3), закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом (25) фюзеляжа.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок.

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. .

Изобретение относится к многорежимным самолетам. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу. Задние крылья выполняются так, что просасывание воздуха через жалюзи обеспечивается методом эжекции за счет всасывающего действия выхлопных газов через управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и зоной выхлопа. 2 ил.
Наверх