Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета



Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета
Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета

 


Владельцы патента RU 2595201:

Сиротин Валерий Николаевич (RU)

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы. Рабочая часть располагается в носовом обтекателе фюзеляжа самолета и состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, расположенных по четырем сторонам обтекателя, и створок, которые закрывают отверстия в обтекателе около каждого двигателя разворота. Командная система представляет собой набор электропереключателей, реагирующих на положение штурвала, и проводов, соединяющих электропереключатели с рабочей частью. Основной и дополнительный двигатели разворота каждого направления запускаются последовательно. Каждый двигатель разворота запускается после полного открытия соответствующей створки. Изобретение направлено на повышение маневренности на гиперзвуковой скорости. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к системе управления самолетом, находящемся в движении, а именно к газодинамической системе управления для гиперзвукового самолета, находящегося в движении.

Из уровня техники (RU 2457151 С1) известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, который содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа, причем хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения, каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом, газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления.

Однако данный самолет является недостаточно маневренным во время его движения.

За прототип был взят самолет (RU 2371352 С1), который имеет возможность изменять направление вектора тяги и который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа, причем турбореактивный двигатель снабжен снаружи упомянутого сопла основанием, двумя створками, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками и установлена на основании с возможностью изменения направления потока газа из реактивного сопла, приводом вращения основания относительно реактивного сопла и рычажно-ползунным механизмом поворота створок относительно основания.

Однако недостатком данного технического решения также является недостаточная маневренность самолета во время его движения.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение маневренности самолета во время его движения в воздушном пространстве на гиперзвуковой скорости.

Данный технический результат полностью достигается совокупностью признаков независимого пункта заявленной формулы.

Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы. Рабочая часть располагается в носовом обтекателе фюзеляжа самолета и состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, расположенных по четырем сторонам обтекателя, и створок, которые закрывают отверстия в обтекателе около каждого двигателя разворота. Командная система представляет собой набор электропереключателей, реагирующих на положение штурвала, и проводов, соединяющих электропереключатели с рабочей частью. Основной и дополнительный двигатели разворота каждого направления запускаются последовательно, а каждый двигатель разворота запускается после полного открытия соответствующей створки.

Все двигатели разворота работают на твердом топливе.

Двигатели разворота имеют детонаторы запуска.

Количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне по меньшей мере два.

Количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне три.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 - обтекатель фюзеляжа самолета со створками двигателей бокового разворота, вид сбоку.

На фиг. 2 - обтекатель фюзеляжа самолета с двигателями бокового разворота (без створок), вид сбоку.

На фиг. 3 - обтекатель фюзеляжа самолета со створками двигателей вертикального разворота, вид сверху.

На фиг. 4 - обтекатель фюзеляжа самолета с двигателями вертикального разворота (без створок), вид сверху.

На фиг. 5 - продольный горизонтальный разрез обтекателя фюзеляжа самолета.

На фиг. 6 - продольный вертикальный разрез обтекателя фюзеляжа самолета.

Сама система состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, створок (рабочая часть) и командной системы.

Командная система представляет собой набор электропереключателей и проводов.

Двигатели вертикального и бокового разворота расположены в обтекателе (1) фюзеляжа самолета. Слева и справа обтекателя (1) самолета располагаются двигатели (2) бокового разворота, поворачивающие самолет в полете на гиперзвуковой скорости по горизонтали влево и вправо.

Сверху и снизу обтекателя (1) самолета располагаются двигатели (3) вертикального разворота, поворачивающие самолет в полете на гиперзвуковой скорости по вертикали вверх и вниз.

Двигатели вертикального (3) и бокового (2) разворота системы работают на твердом топливе.

Обтекатель (1) представляет собой конусообразную деталь, которая на своей поверхности имеет отверстия, которые закрываются створками (4 и 5).

Двигатели (2) бокового разворота расположены внутри обтекателя (1) и закрыты створками (4), а двигатели (3) вертикального разворота также располагаются внутри обтекателя (1) и закрыты створками (5).

Сопла (6) двигателей (2) бокового разворота направлены непосредственно в отверстия (боковые), закрываемые створками (4), а сопла (7) двигателей (3) вертикального разворота направлены непосредственно в отверстия (верхние и нижние), закрываемые створками (5).

Двигатели (2 и 3) бокового и вертикального разворота прикреплены шпангоутами (8) к поперечным (9) и продольным (10) силовым перегородкам, которые располагаются внутри обтекателя (1) фюзеляжа самолета. Соответственно двигатели (2) бокового разворота прикреплены к поперечным (9) силовым перегородкам, а двигатели (3) вертикального разворота - к продольным (10) силовым перегородкам.

Заявленная система работает следующим образом:

Газодинамическая система управления используется при нахождении самолета на гиперзвуковой скорости.

Управление при помощи заявленной системы осуществляется летчиком из кабины самолета с помощью штурвала, механически соединенного с электропереключателями, реагирующими на изменение положения штурвала. При наклоне штурвала влево или вправо (замыкаются одни контакты, соответствующие направлению наклона штурвала) электропереключатель, отвечающий за боковой наклон, подает сигнал по проводам в обтекатель носовой части фюзеляжа самолета на механизм открытия створок, закрывающие сопла соответствующего основного двигателя бокового разворота (левого или правого в зависимости от стороны наклона штурвала). После полного открытия створок напряжение подается на детонатор указанного основного двигателя бокового разворота. Происходит воспламенение твердого топлива, на котором работает двигатель бокового разворота, после чего кратковременная газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, поворачивая его на несколько градусов в горизонтальной плоскости. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении, то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя бокового разворота, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор дополнительного двигателя бокового разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на боковую траекторию движения самолета, поворачивая его в определенном направлении еще на несколько градусов. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, самолет осуществляет поворот в горизонтальной плоскости.

При возникновении необходимости увеличить высоту полета самолета (направить самолет вверх) летчик тянет штурвал на себя, который механически соединен с другим электропереключателем, который замыкает контакты и из кабины в обтекатель по проводам на механизм открытия створки, закрывающей сопло основного двигателя вертикального разворота, расположенного в нижней части обтекателя, подается сигнал (напряжение), заставляющий эту створку открыться. После полного открытия створки напряжение поступает на детонатор основного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, и воспламеняет его, после чего газодинамическая струя через сопло поворачивает самолет на несколько градусов вверх. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении (в данном случае на себя), то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя вертикального разворота, также расположенного в нижней части обтекателя, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор данного дополнительного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, наклоняя его относительно горизонтальной плоскости еще на несколько градусов. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, происходит подъем самолета на большую высоту.

При возникновении необходимости снижения высоты полета самолета летчик толкает от себя штурвал, который также механически соединен с другим электропереключателем, который по проводам соединен с двигателями вертикального разворота, расположенными в верхней части обтекателя и с соответствующей створкой. При наклоне штурвала от себя электропереключатель замыкает контакты и из кабины в обтекатель по проводам на механизм открытия створки, закрывающей сопло двигателя вертикального разворота, расположенного в верхней части обтекателя, подается сигнал (напряжение), заставляющий эту створку открыться. После полного открытия створки напряжение поступает на детонатор этого двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, и воспламеняет его, после чего газодинамическая струя через сопло поворачивает самолет на несколько градусов вниз. Если летчик продолжает наклонять штурвал в том же направлении (в данном случае от себя), то на электропереключателе замыкаются другие контакты, подающие напряжение по проводам в обтекатель на механизм открывания створки дополнительного двигателя вертикального разворота, также расположенного в верхней части обтекателя, после полного открытия которой напряжение подается на детонатор дополнительного двигателя вертикального разворота, также работающего на твердом топливе, после чего газодинамическая струя газа через сопло начинает действовать на траекторию движения самолета, наклоняя его относительно горизонтальной плоскости еще на несколько градусов вниз. После возврата штурвала в исходное положение открытые створки автоматически закрываются. Таким образом, происходит снижение самолета.

Используя заявленную систему, повышается маневренность самолета.

1. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета, характеризующаяся тем, что состоит из рабочей части и командной системы, рабочая часть располагается в носовом обтекателе фюзеляжа самолета и состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, расположенных по четырем сторонам обтекателя, и створок, которые закрывают отверстия в обтекателе около каждого двигателя разворота, а командная система представляет собой набор электропереключателей, реагирующих на положение штурвала, и проводов, соединяющих электропереключатели с рабочей частью, причем основной и дополнительный двигатели разворота каждого направления запускаются последовательно, а каждый двигатель разворота запускается после полного открытия соответствующей створки.

2. Система по п 1, отличающаяся тем, что все двигатели разворота работают на твердом топливе.

3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что двигатели разворота имеют детонаторы запуска.

4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне по меньшей мере два.

5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что количество основных и дополнительных двигателей на каждой стороне три.

6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что двигатели разворота прикреплены шпангоутами к поперечным и продольным силовым перегородкам обтекателя.

7. Система по п. 1, отличающаяся тем, что двигатели (2) бокового разворота прикреплены к поперечным силовым перегородкам, а двигатели вертикального разворота - к продольным силовым перегородкам обтекателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит корпус, двигательную установку, включающую закрепленные вокруг корпуса в продольном направлении реактивные сопла, и интерцепторы, каждый из которых установлен на периферии соответствующего реактивного сопла за его срезом на поворотной оси, сообщенной с реверсным приводом.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом.

Изобретение относится к области самолетов. Хвостовая часть широкофюзеляжного самолета содержит каркас с обшивкой, оперение с двумя килями и общим крылом, реактивный двигатель, установленный между килями с возвышением над обшивкой каркаса, и кожух.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением.

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.

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.

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 авиационной техники. Сверхзвуковой самолет с крыльями замкнутой конструкции (ССКЗК) имеет планер с передним горизонтальным оперением, два киля, низко расположенное переднее крыло, имеющее концевые крылышки, соединенные по дуге с концами высокорасположенного заднего крыла, корневые части которого соединены с концами отклоненных наружу килей, фюзеляж и турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД).

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Летательный аппарат по каждому из вариантов содержит фюзеляж, сверхзвуковые крылья, топливные баки, двигатель и шасси. Первый вариант снабжен дозвуковыми отстреливающимися крыльями в комбинации со сверхзвуковыми крыльями.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

Группа изобретений относится к формированию систем ИСЗ с некомпланарными орбитами. Способ включает одновременное выведение группы ИСЗ ракетой-носителем (РН).

Изобретение относится к тепловой защите летательных аппаратов. Крыло гиперзвукового летательного аппарата включает катод, состоящий из внешней оболочки крыла, анод, состоящий из слоя восприятия электронов и токопроводящей подложки анода.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму.

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло сверхзвукового летательного аппарата имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, заднюю кромку, расположенную в перпендикулярной к центральной хорде плоскости, и неплоскую срединную поверхность, ограниченную передними и задней кромками.

Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, крыло с передним наплывом, расположенную над хвостовой частью фюзеляжа силовую установку, снабженную мотогондолой с турбореактивными двигателями и двумя сверхзвуковыми воздухозаборниками с прямоугольной формой поперечного сечения.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с хвостовым оперением обратной Y-образности, смонтированным совместно с кормовым кольцевым каналом, имеющим внутри гибридную мотогондолу с задним расположением силовой установки и большим толкающим винтом, вращающимся в противоположном направлении с тремя меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой, установленными вокруг кольцевого канала в соответствующих мотогондолах с задним расположением электродвигателя.
Наверх