Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2576851:

Часовской Александр Абрамович (RU)

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при транспортировке полезных грузов как в открытом космосе, так и в атмосфере.

Известен летательный аппарат, изложенный в материалах патента №2134218, опубликованный 10 августа 1999 года в бюллетене №22. Принцип его работы заключается в следующем.

Поршень движется внутри цилиндра, жестко связанного с корпусом. Отталкивание поршня и корпуса друг относительно друга в противоположные стороны происходит с помощью амортизатора благодаря воспламенению газов. Блок управления амортизатором осуществляет дозированную подачу топлива в амортизатор. В конце цилиндра имеются предохранительные амортизационные упоры для предотвращения выхода поршня из цилиндра. После амортизации газы могут выходить с помощью выхлопных сопел. Плавность движения поршня внутри цилиндра может быть обеспечена с помощью специальной смазки, разогреваемой при низкой температуре с помощью реактивного двигателя поршня. Однако при ускорении возникает угроза торможения из-за отталкивания поршня от амортизационных предохранительных упоров, что уменьшает ускорение.

Известен летательный аппарат, изложенный в материале патента №2438938. В отличие от вышеупомянутого в состав устройства входят изогнутые в конце стержни, жестко связанные с поршнем позади его. Причем изогнутые концы размещены позади предохранительных амортизационных упоров, касающихся их для предотвращения столкновений поршня с корпусом. Однако по мере следующих друг за другом отталкиваний увеличивается кинетическая энергия, а следовательно, и скорость. В связи с этим возможно отталкивание поршня от упоров и торможение, что уменьшает ускорение аппарата. С помощью предлагаемого устройства обеспечивается увеличение ускорения. Достигается это благодаря использованию блока управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек

3 - амортизатор

4, 5 - выхлопные сопла

6 - поршень

7 - реактивный двигатель поршня

8 - цилиндр

9, 10 - предохранительные амортизационные упоры

11, 12 - изогнутые в конце стержни,

при этом реактивный двигатель поршня 7 жестко связан с поршнем 6 внутри цилиндра 8 и амортизатор 3 имеет гидравлическую связь с блоком управления с возможностью выдачи порции топлива в виде пачек 2 и жесткую связь с корпусом 1, жестко связанным с цилиндром, имеющим жесткую связь с двумя выхлопными соплами 4, 5 и предохранительными амортизационными упорами 9, 10, к тому же поршень 6 жестко связан с двумя изогнутыми в конце стержнями 11, 12.

Устройство работает следующим образом.

Поршень 6 осуществляет возвратно-поступательное движение внутри цилиндра 8, жестко связанного с корпусом 1 благодаря наличию реактивного двигателя поршня 7. Плавность движения поршня 6 внутри цилиндра обеспечивается благодаря наличию смазки внутренних стенок цилиндра 8.

В начальном состоянии движение осуществляется с помощью реактивного двигателя поршня 7, когда изогнутые в конце стержни 11, 12, жестко связанные с поршнем 6, примыкают к предохранительным амортизационным упорам 9, 10, жестко связанным с цилиндром 8, и движение корпуса 1 осуществляется за счет тяги реактивного двигателя 7, который может быть и твердотопливным. Плавность движения поршня внутри цилиндра обеспечивается с помощью смазки, подогреваемой в связи с работой реактивного двигателя поршня.

При этом реактивный двигатель 7 до начала амортизационных циклов может включаться на некоторое время для обеспечения прогрева. Длина пробега поршня внутри цилиндра зависит от мощности реактивного двигателя и массы поршня 6. Амортизационные циклы осуществляются после достижения определенной скорости и высоты. При этом с помощью блока управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек 2 происходит воспламенение газов, находящихся внутри амортизатора 3. При этом с блока управления 2, гидравлически связанного с амортизатором 3, топливо поступает после соприкосновения изогнутых в конце стержней 11, 12, предохранительных упоров 9, 10, также подогреваемых двигателем 7.

В результате воспламенения газов поршень 6 и корпус 1 отталкиваются друг от друга в противоположные стороны, а воспламененные газы выходят через выхлопные сопла 4, 5, создавая дополнительные отталкивания корпуса 1. В процессе следующих друг за другом амортизационных циклов увеличивается скорость в конце отталкивания, превышающая скорость до отталкивания. При этом увеличении длины пути, пройденного поршнем 6, он все ближе и ближе приближается к упорам 9, 10, и когда он максимально приблизится к ним, блок управления 2 перестанет выдавать дозированное количество топливо в амортизатор до тех пор, пока движение корпуса 1, то есть скорость, не сравняется со скоростью перед последним отталкиванием поршня 6. Далее в амортизатор 3 с блока управления 2 поступит новая пачка порций топлива и произойдет новое увеличение скорости. Однако возможен вариант использования, когда интервалы следуют через строго определенное время, что увеличит скорость. Объясняется это тем, что этап ускорения происходит относительно равномерного движения и чем больше этих этапов, тем больше скорость.

Таким образом осуществляется независимое ускорение относительно равномерного движения независимо от скорости этого движения. При этом на ускорение влияет только сопротивление окружающей среды.

Для осуществления торможения аппарат может развернуться на 180 градусов и начать амортизационные циклы. Даже при входе в плотные слои атмосферы планеты, аппарат необходимо снова развернуть.

Предлагаемое устройство улучшает тактико-технические характеристики комбинированных двигателей, где используется относительное и абсолютное движение двух тел друг относительно друга с обменом энергией.

Устройство обеспечивает постоянное увеличение скорости, экономии энергоресурсов и многократное уменьшение времени полета.

Летательный аппарат, содержащий поршень и корпус, жестко связанный с амортизатором, предназначенным для взаимного отталкивания поршня и корпуса и гидравлически сообщенным с блоком управления, причем корпус жестко связан с цилиндром, имеющим жесткую связь с двумя выхлопными соплами для выхода отработанных газов и снабженным на конце предохранительными упорами для предотвращения выхода из цилиндра поршня, жестко связанного с двумя изогнутыми в конце стержнями, имеющими возможность жесткой связи с этими упорами, отличающийся тем, что используется блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения.



 

Похожие патенты:

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя. По истечении некоторого времени двигатели переводят на номинальный режим работы, а при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда. Число телезондов в капсуле определяется временными промежутками, через которые требуется передавать телеинформацию. Изобретение позволяет передавать текущую телеинформацию важнейших параметров с борта СКА в ЦУП или в поисково-спасательные службы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх