Летательный аппарат

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. Летательный аппарат содержит два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр. В цилиндре размещен поршень с реактивным двигателем. Выхлопные трубы и амортизатор жестко связаны с цилиндром. Амортизатор обеспечивает движение корпуса в прямом, а поршня в обратном направлении. Амортизатор гидравлически сообщен с блоком управления амортизатором. Изогнутая вниз выхлопная труба жестко связана с корпусом, размещена впереди сопла и выходит после изгиба из корпуса позади него. Устройство забора воздуха размещено на стыке передней части корпуса. Блок управления амортизатором выполнен с возможностью смешения воздушной струи с окислителем и имеет гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом устройства забора воздуха. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости ЛА в атмосфере без увеличения количества топливных компонентов. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере.

Известен летательный аппарат, изложенный в материалах патента RU 2134218 С1 (Часовской А.А.), 10.08.1999. В нем обеспечивается надежность за счет применения для амортизации надежных и доступных технических средств.

Принцип его работы заключается в следующем.

Поршень движется внутри цилиндра с помощью реактивного двигателя. Цилиндр жестко связан с корпусом. Начальный момент движения может осуществляться с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом, и реактивного двигателя поршня. В амортизатор осуществляется подача дозированного количества топлива с блока управления амортизатором. По достижении определенной высоты и скорости в этом амортизаторе происходит по команде с блока управления воспламенение газов. После амортизации газы выходят с помощью выхлопных труб, а корпус и поршень отталкиваются в противоположные стороны. Далее при сближении поршня с амортизатором снова осуществляется воспламенение газов.

Однако для увеличения скорости необходимо увеличить количество топливных компонентов в виде окислителя.

Известен летательный аппарат, изложенный в материалах патента №2438938, БЮЛ 1 от 10.01.2012. В нем в отличие от вышеупомянутого вводится выхлопное сопло впереди амортизатора, а также изогнутая вниз выхлопная труба, размещенная впереди сопла и выходящая после изгиба из корпуса позади него. Кроме того, в состав устройства входят два изогнутые в конце стержня, жестко связанные с поршнем и размещенные позади него. Они имеют возможность жесткой связи с двумя амортизационными предохранительными упорами для предотвращения столкновения поршня с корпусом. Однако для увеличения скорости аппарата при полете в атмосфере, необходимо увеличить количество топливных компонентов в виде окислителя.

С помощью предложенного устройства увеличивается скорость в атмосфере без увеличения количества топливных компонентов в виде окислителя.

Достигается это введением устройства забора воздуха на стыке передней части корпуса и использованием блока управления амортизатором с возможностью смешения воздушной струи с окислителем, имеющим гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом устройства забора воздуха.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - устройство забора воздуха

2 - корпус

3 - блок управления амортизатором с возможностью смешения воздушной струи с окислителем

4 - изогнутая вниз выхлопная труба

5 - выхлопное сопло

6 - амортизатор

7, 8 - реактивные двигатели

9, 10 - выхлопные трубы

11 - поршень

12 - реактивный двигатель

13 - цилиндр

14, 15 - изогнутые в конце стержни

16, 17 - амортизационные предохранительные упоры.

Корпус 2 аппарата имеет жесткую связь с блоком управления амортизатором, с возможностью смешения воздушной струи с окислителем 3, имеющим выход, гидравлически связанный с входом амортизатора 6. Последний имеет жесткую связь с выхлопным соплом 5, жестко связанным с изогнутой вниз выхлопной трубой 4. Эта труба жестко связана с корпусом 1, имеющим жесткую связь с реактивными двигателями 7, 8 и цилиндром 13. Цилиндр 13 жестко связан с выхлопными трубами 9, 10 и амортизационными предохранительными упорами 16, 17. Внутри имеется поршень 11, жестко связанный с реактивным двигателем 12 и изогнутыми в конце стержнями 14, 15. Корпус жестко связан с устройством забора воздуха 1.

Работа устройства осуществляется следующим образом

Поршень 11 движется внутри цилиндра 13 с помощью реактивного двигателя 12, жестко связанного с поршнем. Реактивный двигатель может быть твердотопливным. Цилиндр жестко связан с корпусом 2. В начальный период времени движение осуществляется с помощью реактивных двигателей, жестко связанных корпусом, а также с помощью реактивного двигателя 12. При этом изогнутые части стержней 14, 15, жестко связанные с поршнем, примыкают к амортизационным предохранительным упорам, и поршень находится в крайнем переднем положении, примыкая к амортизатору 6. В начале движения возможно воспламенение газов в амортизаторе, куда непрерывно поступает топливо с блока управления, и воспламененные газы истекают через выхлопное сопло 5 и изогнутую вниз выхлопную трубу 4, выходящую позади корпуса. После достижения определенной высоты полета прекращается непрерывное воспламенение топлива в амортизаторе и происходит подача его дозированного количества с блока управления амортизатором с возможностью смешения воздушной струи с окислителем 3, благодаря его гидравлической связи с этим амортизатором. После поступления топлива осуществляется воспламенение газов и их импульсное истечение через вышеупомянутое выхлопное сопло и изогнутую выхлопную трубу.

При этом происходит также отталкивание поршня и корпуса в противоположные стороны. После амортизации газы выходят через выхлопные трубы. Однако в связи с работой реактивного двигателя движение поршня в обратную сторону прекращается и он начинает двигаться навстречу амортизатору. Далее при сближении поршня с амортизатором снова осуществляется воспламенение газов и амортизационный цикл повторяется. При этом за время движения поршня в амортизатор поступила очередная доза топлива.

В отличие от главного аналога в предлагаемом устройстве гидравлический вход блока управления 3 связан с гидравлическим выходом устройства забора воздуха 1, размещенного на стыке передней части корпуса 2. Таким образом, увеличивается количество кислородных компонентов, смешивающихся с окислителем, также происходит смешение с керосином. Следовательно, увеличивается тяга и скорость аппарата при полете в атмосфере. Таким образом, обеспечивается увеличение скорости движения в атмосфере. Устройство можно использовать для доставки пассажиров и грузов в удаленные районы.

Также увеличивается надежность при импульсном истечении воспламененных газов, так как остаточные воспламененные газы выходят через выхлопные трубы после амортизации, а также предотвращается столкновение поршня с корпусом, так как изогнутые части стержней входят в соприкосновение с упорами. Возможен вариант применения, когда подача топлива и воспламенение его произойдет после соприкосновения с упорами. При этом исключается утечка невоспламеняемого топлива через выхлопные трубы. Возможны также частные варианты применения - когда реактивные двигатели, выхлопные трубы и выхлопное сопло и изогнутая труба - не используются. При этом частота амортизационных циклов должна обеспечить полный выхлоп воспламеняемых газов.

Переносимость перегрузки людьми улучшается при уменьшении силы отталкиваний. Выход поршня из цилиндра предотвращается благодаря вышеупомянутым упорам. Плавность движения поршня внутри цилиндра обеспечивается благодаря наличию специальных покрытий. Таким образом в предлагаемом устройстве обеспечивается энергосбережение и уменьшается время полета, что обеспечивает экономический эффект. Устройство можно использовать в комбинированных двигателях, в том числе и предложенных в патентах автора, что многократно увеличивает скорость полета и улучшает тактико-технические характеристики летательных средств.

Летательный аппарат, содержащий два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с реактивным двигателем, жестко связанные с цилиндром выхлопные трубы и амортизатор, обеспечивающий движение корпуса в прямом, а поршня в обратном направлении и гидравлически сообщенный с блоком управления амортизатором, выхлопное сопло спереди амортизатора, жестко связанная с последним и с корпусом изогнутая вниз выхлопная труба, размещенная впереди сопла и выходящая после изгиба из корпуса позади него, жестко связанные с поршнем и размещенные позади него два изогнутых на концах стержня, имеющих возможность жесткой связи с двумя амортизационными предохранительными упорами, для предотвращения столкновения поршня с корпусом, отличающейся тем, что вводится устройство забора воздуха, размещенное на стыке передней части корпуса, а блок управления амортизатором выполнен с возможностью смешения воздушной струи с окислителем и имеет гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом устройства забора воздуха.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК). Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

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 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 двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором. Последний включает в себя камеру со сближающимися боковыми стенками и двумя пружинными газоизолирующими клапанами. При этом блок управления обеспечивает выбор определенного времени подачи кассет топлива в камеру, с интервалом до момента фиксации равномерного движения ЛА. Этот момент служит началом нового этапа ускорения ЛА. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования топлива при ускорении ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат (ЛА) содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом, а также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора. В корпусе выполнено углубление, в котором размещен взаимодействующий с поршнем амортизатор. ЛА содержит блок электропитания соленоида и цилиндрический соленоид, размещенный внутри отверстия в корпусе, жестко связанный с корпусом. Блок электропитания соленоида жестко связан с корпусом и имеет первый и второй выходы, соответственно соединенные с первым и вторым входами цилиндрического соленоида. Блок электропитания выдает электрические импульсы для втягивания выступа поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня и корпуса в противоположные стороны после амортизации. ЛА содержит блок управления с возможностью порционной выдачи топлива, жестко связанный с корпусом и имеющий гидравлическую связь с реактивными двигателями. Техническим результатом изобретения является увеличение грузоподъемности без потери требуемого ускорения ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском. Оно содержит ракетный (в т.ч. гибридный или гелиевый) двигатель и средства регулирования его положения (вектора тяги) относительно КА. Устройство функционально связано с бортовым и/или дистанционным средствами управления. Двигатель включается после приема сигналов на снятие КА (20′) с орбиты (2) и спуска на Землю (1), либо на перемещение КА (20") с орбиты (3) на заданную орбиту (4). Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности (в т.ч. надёжности) обеспечения вышеописанных операций КА. 16 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, согласно изобретению к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Кольцевой коллектор выполнен перфорированным и установлен внутри воздушного тракта. Основная камера сгорания и газогенератор содержат по меньшей мере по одному запальному устройству. Газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей. Изобретение обеспечивает улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена. 7 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру. В установку введен подключенный к управляемому источнику тока электрохимический компрессор водорода, вход которого пневматически соединен с газовой полостью газожидкостного сепаратора, а выход - с баллоном для хранения водорода и штуцером наддува резервуара с водой пневмомагистралями с клапанами, причем на второй из них установлен также редуктор давления, при этом электрохимический компрессор водорода имеет байпасную разгрузочную пневмомагистраль с клапаном, соединяющую выход компрессора с его входом. Изобретение обеспечивает повышение ресурса и надежности импульсной реактивной двигательной установки космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к орбитальной заправке космических аппаратов (КА), например искусственных спутников. Система дозаправки содержит обслуживаемый (14) и обслуживающий (12) КА со средствами транспортировки топлива из баков КА (12) в баки КА (14). Она также содержит клапанный инструмент (30) для соединения и отсоединения заправочного трубопровода (25) с отверстием (23) для горючего и с отверстием (27) для окислителя на соответствующих баках КА (12). Имеется механизм (16) позиционирования инструмента (рука-манипулятор, например, с двумя степенями свободы) с концевым исполнительным элементом (18). С помощью матрицы (26) датчиков определяются смещения между инструментом и отверстиями (23) и (27). Механизм (16) может захватывать, кроме (30), и другие инструменты, которые хранятся в контейнере (20). Система может быть автономной и/или дистанционно управляться оператором, находящимся в космосе или на Земле. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение роботизированной (дистанционно контролируемой) дозаправки заранее не подготовленных спутников. 4 н. и 86 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к способам приведения в движение тел в различных средах, в т.ч. в космосе. В способе применены базовые устройства (БУ) с внутренними отражающими поверхностями пирамидальной или конической формы. В результате разницы в воздействии виртуальных частиц (фотонов) на внешние и указанные внутренние поверхности БУ ожидается появление движущей силы (благодаря эффекту Казимира). Данные БУ могут объединяться в сборки, располагаемые и ориентируемые в пространстве так, чтобы создавать как поступательное, так и вращательное движения тел. Технический результат изобретения направлен на создание вариантов универсального движителя простой конструкции, основанного на эффекте Казимира. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой. Ракетный двигатель небольшой мощности имеет в качестве рабочего тела проволоку из металла высокой плотности. Проволока размещена на внутренней поверхности корпуса спутника, обеспечивая вместе с его оболочкой необходимую жесткость конструкции на этапе выведения спутника. Техническим результатом изобретения является создание искусственного спутника с длительным сроком эксплуатации на орбите и оптимальными массовыми характеристиками. 2 ил.

Группа изобретений относится к двигательным системам транспортных средств, использующим внешние ресурсы космической среды. Система включает в себя компрессоры (6, 8, 10) для засасывания и сжатия атмосферного газа, первый (2) и второй (4) баки-хранилища сжиженного (например, в теплообменнике (12)) газа. Баки (2) и (4) через впускные трубопроводы (14а, 14b) сообщаются с компрессорами. Бак (4) имеет нагреватель (20) для преобразования сжиженного газа в газ высокого давления и сообщается, через регулирующий клапан (24) и трубопровод (22), с баком (2). Из последнего жидкость вытесняется через выпускной трубопровод (36). Получаемое жидкое топливо может применяться как в космических летательных аппаратах, так и в средствах для исследования поверхности планеты с атмосферой. Техническим результатом группы изобретений является расширение возможностей, в т.ч. увеличения длительности осуществления космических исследовательских программ. 3 н. и 26 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. Летательный аппарат содержит два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр. В цилиндре размещен поршень с реактивным двигателем. Выхлопные трубы и амортизатор жестко связаны с цилиндром. Амортизатор обеспечивает движение корпуса в прямом, а поршня в обратном направлении. Амортизатор гидравлически сообщен с блоком управления амортизатором. Изогнутая вниз выхлопная труба жестко связана с корпусом, размещена впереди сопла и выходит после изгиба из корпуса позади него. Устройство забора воздуха размещено на стыке передней части корпуса. Блок управления амортизатором выполнен с возможностью смешения воздушной струи с окислителем и имеет гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом устройства забора воздуха. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости ЛА в атмосфере без увеличения количества топливных компонентов. 1 ил.

Наверх