Летательный аппарат


 


Владельцы патента RU 2577742:

Часовской Александр Абрамович (RU)

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 области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе.

Известен летательный аппарат, представленный в патенте №2363625, автор Часовской А.А. В нем топливо поступает с блока управления в камеру сгорания. Блок управления, гидравлический выход которого сообщен с гидравлическим входом камеры сгорания, выдает команды на воспламенения порций топлива. В результате импульсные истечения воспламененного топлива выходят из камеры сгорания. С корпусом могут быть жестко связаны два реактивных двигателя, с помощью которых начинается начальное движение аппарата. Однако величина ускорения может быть не всегда достаточна.

Известен летательный аппарат, представленный как двигательное устройство в патенте №2532326, автор Часовской А.А. В нем, в отличие от вышеупомянутого, вводятся два тугоплавких пружинных клапана, образующие амортизатор, размещенный внутри прямоугольной камеры, которую можно представить как прямоугольную камеру с амортизатором внутри, размещенную внутри корпуса.

В исходном состоянии клапаны касаются друг друга и не пропускают топливо до его воспламенения. Амортизатор внутри прямоугольной камеры гидравлически связан с блоком управления. По мере подачи топлива с блока управления происходят воспламенения с частотой, задаваемой этим блоком. В результате пружинные клапаны прижимаются к стенкам прямоугольной камеры.

Отталкивание корпуса происходит при воздействии воспламененного топлива на поверхности клапанов. Первоначально движение осуществляется за счет работы реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Далее начинается увеличение ускорения за счет превышения скорости в конце отталкивания корпуса над скоростью до отталкивания, что обеспечивается благодаря увеличению кинетической энергии при отталкивании. Объясняется это тем фактом, что при одной и той же силе толчка движущегося объекта его скорость после толчка будет тем больше, чем больше его скорость до толчка. Однако максимальная скорость не всегда достаточна из-за неполного сгорания топлива, которое от толчка к толчку увеличивается, а также из-за замедления выхода воспламененной массы топлива при увеличенном расстоянии между блоком управления и местом истечения топлива. Кроме того, уменьшается надежность в связи с увеличением температуры в местах размещения пружин клапанов.

С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение и надежность.

Достигается это благодаря использованию блока управления выдачей топлива с увеличенными интервалами двух тугоплавких пружинных клапанов с теплоизоляционными прокладками и с повернутыми закруглениями в конце, а также размещению прямоугольной камеры с амортизатором внутри позади вышеупомянутого блока управления.

На чертеже и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус.

2 - блок управления, выдающий топливо с увеличенными интервалами,

3 - прямоугольная камера с амортизатором внутри.

4, 5 - тугоплавкие пружинные клапаны с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями в конце.

6, 7 - реактивные двигатели.

При этом корпус 1 жестко связан с двумя реактивными двигателями 6, 7, с прямоугольной камерой с амортизатором внутри 3, с блоком управления, выдающим топливо с увеличенными интервалами 2, гидравлически сообщенным с вышеупомянутой камерой 3, имеющей внутри тугоплавкие пружинные клапаны с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями в конце 4, 5.

Устройство работает следующим образом.

В начальный период времени движение осуществляется с помощью реактивных двигателей 6, 7, жестко связанных с корпусом 1. Далее в амортизатор внутри прямоугольной камеры 3 поступает топливо с увеличенными интервалами с блока управления 2. По командам с блока управления в период поступления топлива в амортизаторе камеры 3 формируются пачки воспламененного топлива. Воспламенения в амортизаторе камеры 3 могут осуществляться по командам с блока управления 2 в период выдачи топлива этим блоком. В момент окончания интервала движение корпуса становится равномерным и далее снова формируется пачка и осуществляется новый цикл ускорения. Количество сгораемого топлива при импульсном истечении может быть сохранено при увеличенной частоте.

При отсутствии воспламенений клапаны касаются друг друга в местах изгиба оконечностей. При импульсном истечении происходит движение корпуса 1 относительно пружинных клапанов 4, 5, что соответствует относительному движению двух тел относительно друг друга. При этом увеличивается скорость движения при следующих друг за другом амортизационных циклах. Кроме того, благодаря повернутым закруглениям в конце клапанов 4, 5 они выполняют функции выхлопного сопла, а поверхности оконечностей могут быть выполнены в виде эллипсов. Надежность обеспечивается благодаря изготовлению клапанов из тугоплавкого материала и наличия теплоизоляционных прокладок. Скорость увеличивается также за счет превышения скорости движения в конце отталкивания над скоростью движения до отталкивания. Объясняется это тем, что при одной и той же силе отталкивания скорость объекта после отталкивания зависит от скорости до отталкивания. Однако по мере следующих друг за другом отталкиваний вместе с увеличением скорости движения увеличивается и скорость распространения массы воспламененного топлива в сторону, обратную движению. В связи с этим в конце пачки воспламененного топлива увеличивается количество несгоревшего топлива, что уменьшает коэффициент полезного действия. Поэтому в амортизаторе камеры 3 по командам с блока управления, как уже отмечалось ранее, формируются пачки воспламененного топлива с удлиненными интервалами между ними. После каждой пачки начинается новый цикл ускорения. Таким образом, дальнейшее увеличение ускорения осуществляется после установки равномерного движения в каждом цикле, что уменьшает количество несгораемого топлива, а следовательно, и увеличивает ускорение.

Возможен вариант исполнения при непрерывном воспламенении между пачками. Ускорение также увеличивается в связи с увеличением скорости распространения воспламененного топлива в связи с уменьшением расстояния пройденного им из-за отсутствия дополнительной камеры сгорания между прямоугольной камерой с амортизатором внутри 3 и блоком управления 2. Возможен вариант исполнения при увеличенных частотах воспламенений, когда клапаны застопорены неподвижно, а величина их прижатия может регулироваться.

Таким образом, использование предлагаемого устройства увеличивает эффективность летательных средств. Устройство можно применить в изделиях с реактивными двигателями.

Летательный аппарат, содержащий корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, размещенных внутри корпуса блока управления, прямоугольной камеры с амортизатором внутри, двух тугоплавких пружинных клапана, отличающийся тем, что используются блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями в конце, а также размещается прямоугольная камера с амортизатором внутри позади вышеупомянутого блока управления.



 

Похожие патенты:

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 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.

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 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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления выполнен в виде шарового баллона с газом и установлен в корпусе со стороны его верхнего торца с возможностью разворота относительно осей ПА. Научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на баллоне посредством внутренней усеченной конической проставки. В нижней части корпуса установлен приборный контейнер, фиксируемый после выдвижения. Техническим результатом изобретения является снижение перегрузок по всем направлениям, уменьшение веса КА, увеличение надежности совершения посадки на скользкую или неровную поверхность. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора. Топливные баки горючего и окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока и типа РН. Изобретение позволяет сократить объём наземных испытаний РБ и исключить стендовые наземные испытания РБ, унифицировать РМ для разных типов РБ. 4 ил.
Наверх