Летательный аппарат


 


Владельцы патента RU 2595217:

Часовской Александр Абрамович (RU)

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 области космической техники и может быть использовано при полете как в открытом космосе, так и в атмосфере.

Известен летательный аппарат, изложенный в материалах патента RU 2438938 C1 от 10.01.2012 г., автор А.А. Часовской. В нем движение в начальный момент может осуществляться с помощью реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. 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 и выход их за пределы аппарата, после чего процесс повторяется. В состав устройства входит выхлопное сопло для выхода воспламененных газов. Однако для обеспечения ускорения требуются громоздкие движущиеся узлы.

Известен летательный аппарат, представленный как двигательное устройство, изложенное в патенте RU 2532326 C1 от 10.11.2014, автор А.А. Часовской, в него могут входить те же узлы, что и в вышеупомянутом аналоге, а камера сгорания может выполнять функции амортизатора. Кроме того, в его состав входит цилиндрический выступ корпуса с конусообразной оконечностью позади корпуса, камера с суживающимися прямоугольными боковыми стенками и увеличенными периметром позади амортизатора внутри вышеупомянутого выступа, два пружинных клапана с закруглениями на конце, жестко связанные с боковыми стенками вышеупомянутой камеры, имеющей жесткую связь с выхлопным соплом. Однако из-за замедления истечения воспламененных газов и недостаточного отталкивания корпуса ускорение не всегда достаточно. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение. Достигается это благодаря использованию блока управления с возможностью выбора определенного времени следования кассеты топлива и интервала в зависимости от конкретных условий до момента фиксации равномерного движения и начала нового этапа ускорения.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус,

2 - блок управления амортизатором,

3, 4 - реактивные двигатели,

5 - амортизатор,

6 - цилиндрический выступ корпуса с конусообразной оконечностью,

7, 8 - пружинные клапаны с закруглениями на конце амортизатора.

Однако по мере следующих друг за другом отталкиваний корпуса 1 в связи с увеличением ускорения может возникнуть явление неполного сгорания топлива при импульсном истечении, что уменьшит коэффициент полезного действия. Для устранения этого возможен режим выдачи порции топлива в виде кассет, следующих с определенным интервалом. В результате по окончании этого интервала, когда движение становится равномерным, следует новая кассета порций топлива и осуществляется новое ускорение. Таким образом, благодаря следующим друг за другом циклам ускорений обеспечивается достижение необходимой скорости. Для обеспечения торможения при подлете к планете аппарат должен развернуться на 180 градусов. Далее при дальнейшем приближении он снова разворачивается. Возможен вариант исполнения непрерывного истечения воспламененных газов или увеличенной частотой.

Предлагаемое устройство может быть использовано для межпланетных и межзвездных полетов. При этом возможность постоянного увеличения скорости обеспечит уменьшение времени полета. Для уменьшения пройденного расстояния до планеты аппарат может работать в режиме самонаведения на планету при отсутствии мешающих притяжений. Устройство также можно использовать для полетов в атмосфере между удаленными друг от друга объектами. При этом могут работать и реактивные двигатели.

Летательный аппарат, содержащий два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус, амортизатор, обеспечивающий движения корпуса в прямом направлении, блок управления, гидравлически сообщенный с амортизатором, выхлопное сопло, обеспечивающее истечение воспламененного топлива, цилиндрический выступ корпуса с конусообразной оконечностью позади этого корпуса, камеру со сближающимися прямоугольными боковыми стенками и увеличенным периметром позади амортизатора внутри вышеупомянутого выступа, два пружинных клапана с закруглениями на конце, жестко связанных с боковыми стенками вышеупомянутой камеры, имеющей жесткую связь с выхлопным соплом, отличающийся тем, что используется блок управления с возможностью обеспечения выбора определенного времени следования кассеты топлива и интервала, в зависимости от конкретных условий, до момента фиксации равномерного движения и начала нового этапа ускорения.



 

Похожие патенты:

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 ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

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 области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%.

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.
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).
Наверх