Летательный аппарат


 


Владельцы патента RU 2577750:

Часовской Александр Абрамович (RU)

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины. Изобретение позволяет повысить надёжность 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, которые гидравлически связаны друг с другом и размещены в корпусе. Блок управления также выдает команды на воспламенения порций топлива, выходящего из камеры сгорания в виде импульсных истечений. С корпусом могут быть жестко связаны два реактивных двигателя. Однако при увеличении количества топлива, поступающего в камеру сгорания, уменьшается надежность. Известен летательный аппарат, представленный как двигательное устройство в патенте №2532326, автор Часовской А.А. В него в отличие от вышеупомянутого устройства вводятся два пружинных клапана, которые могут осуществлять амортизацию. Поэтому камеру сгорания можно представить как амортизатор, позади которого размещены эти клапаны. По мере импульсных истечений осуществляются следующие друг за другом отталкивания и увеличение скорости. Однако при увеличенном количестве топлива, поступающего в амортизатор, уменьшается надежность. С помощью предлагаемого устройства сохраняется надежность при увеличенном количестве топлива, поступающего с блока управления. Достигается это благодаря использованию малоудлиненного расширенного амортизатора с прямоугольным основанием, двух плоских пластин, повернутых друг к другу, позади вышеупомянутого амортизатора и корпуса, жестко связанного с ним, размещенных на внутренних стенках этих пластин, жестко связанных с ними соответствующих пружинных клапанов, увеличенных по вертикали с закругленными оконечностями.

На чертеже и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок управления

3 - малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием

4, 5 - реактивные двигатели

6, 7 - пружинные клапаны, увеличенные по вертикали с закругленными оконечностями

8, 9 - плоские пластины, повернутые друг к другу, при этом корпус 1 жестко связан с двумя реактивными двигателями 4, 5, с малоудлиненным расширенным амортизатором с прямоугольным основанием 3, с блоком управления 2, имеющим гидравлический выход, связанный с гидравлическим входом вышеупомянутого амортизатора 3, с двумя плоскими пластинами, повернутыми друг к другу 8, 9, внутренние стенки которых жестко связаны с соответствующими пружинными клапанами с увеличенными по вертикали с закругленными оконечностями 6, 7, позади вышеупомянутого амортизатора 3 и корпуса 1.

Устройство работает следующим образом

В начальный период времени движение осуществляется с помощью реактивных двигателей 4, 5, жестко связанных с корпусом 1.

Далее в малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием 3 поступает порция топлива с блока управления 2, гидравлический выход которого связан с гидравлическим входом вышеупомянутого амортизатора, жестко связанного вместе с блоком управления 2 с корпусом 1 и размещенного внутри него. По командам с блока управления 2 происходит воспламенение топлива. Топливо воспламеняется по всей площади амортизатора 3 и одновременно выходит из него за пределы корпуса 1, воздействуя на пружинные клапаны, увеличенные по вертикали с закругленными оконечностями 6, 7, которые прижимаются к плоским пластинам, повернутым друг к другу 8, 9, при этом пластины 8, 9 жестко связаны с корпусом 1, а прямоугольное основание амортизатора обеспечивает их стыковку с амортизатором. Благодаря одновременному выходу воспламененного топлива из расширенного амортизатора 3 увеличивается сила отталкивания корпуса 1 и сохраняется надежность. Оптимальное истечение воспламененного топлива обеспечивается также благодаря закругленным оконечностям клапанов 6, 7, выполняющим роль сопла. В исходном состоянии клапаны находятся в соприкосновении и не пропускают топливо из амортизатора 3 до его воспламенения. Новое отталкивание происходит после поступления следующей порции топлива с блока управления.

Таким образом, для увеличения ускорения по сравнению с известными устройствами осуществляется движение корпуса 1 относительно пружинных клапанов 6, 7 и скорость движения перед новым отталкиванием должна превышать скорость движения, которая была перед предыдущим отталкиванием. Таким образом, ускорение зависит только от сопротивления окружающей среды, и чем больше скорость корпуса, тем больше величины отталкивания.

В связи со следующими друг за другом отталкиваниями увеличивается кинетическая энергия и скорость более интенсивно, чем у известных средств. При этом благодаря ускоренному истечению воспламененного топлива многократно уменьшается остаточное количество топлива в амортизаторе 3.

Таким образом, обеспечивается улучшение тактико-технических характеристик без увеличения громоздкости, так как объем амортизатора не увеличивается, а изменяется его форма.

Предлагаемое устройство можно использовать в изделиях, обеспечивающих воздушные и космические перелеты.

Летательный аппарат, содержащий корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, размещенные внутри корпуса блок управления и амортизатор, жестко связанные с ним, имеющим также жесткую связь с двумя пружинными клапанами позади вышеупомянутого амортизатора, отличающийся тем, что используются малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, две плоские пластины, повернутые друг к другу, позади вышеупомянутого амортизатора и корпуса, жестко связанного с ними, размещенные на внутренних стенках этих пластин, жестко связанные с ними соответствующие пружинные клапаны, увеличенные по вертикали с закругленными оконечностями.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электроракетным двигательным системам космических аппаратов (RF). Система содержит несколько независимо управляемых двигателей, например, ионных ускорителей (TW1, TW2, TW3).

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления выведением ракеты космического назначения. Устройство для управления выведением ракеты космического назначения содержит систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, магистрали подачи продуктов газификации, соединенные через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива.
Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при сближении и последующей стыковке двух космических объектов. Способ включает определение величины и места приложения отлетного импульса перед переводом активного космического аппарата (АКО) на траекторию полета к другому небесному телу, исходя из условия пересечения АКО орбиты пассивного космического аппарата (ПКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР).

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

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.

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.

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 и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны. Стабилизируют ОЧ в статически устойчивом положении, используют энергетику на основе газификации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива, обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы, совершают аэродинамический маневр, осуществляют управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ путем раздельного сброса продуктов газификации (ПГ) из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы (ГС), осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса ГС. Изобретение позволяет повысить точность стабилизации ОЧ при штатных возмущениях, снизить массу и габариты системы утилизации ПГ, частоты колебаний ОЧ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.
Наверх