Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2600259:

Часовской Александр Абрамович (RU)

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 воздущно-космической технике и может быть использовано при полетах в атмосфере и космосе. Известен летательный аппарат, описанный в патенте №2270143, автор Часовской А.А. Он содержит жестко связанный корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень, осуществляющий возвратно-поступательное движение, причем в корпусе выполнено углубление. Однако для ускорения аппарата необходимы газовые амортизаторы и реактивный двигатель поршня.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2451630, автор Часовской А.А.

Начальное движение аппарата осуществляется с помощью двух реактивных двигателей. В углублении корпуса размещен цилиндрический соленоид с механическим амортизатором в конце углубления. К амортизатору примыкает выступ поршня. При этом сам поршень с выступом осуществляет возвратно-поступательное движение внутри цилиндра. Позади цилиндра имеются амортизационные предохранительные упоры для предотвращения выхода поршня за пределы цилиндра. При поступлении электрических импульсов на первый и второй входы соленоида соответственно с первого и второго выходов блока электропитания соленоида, выступ поршня сжимает амортизатор.

После прекращения импульса, происходит амортизация и отталкивание в противоположном направлении, а поршня с выступом - в обратном. При появлении нового импульса снова осуществляется втягивание выступа поршня внутрь соленоида. По мере отталкивания осуществляется ускорение. Однако не всегда ускорение удовлетворяет предъявленным требованиям. С помощью предлагаемого устройства обеспечивается увеличение ускорения.

Достигается это введением блока управления с возможностью выдачи порций топлива, а также использованием блока электропитания, соленоидом с частотой импульсов, равной частоте порций топлива, поступающих в моменты начала движения поршня от блока управления с возможностью выдачи порций топлива, имеющего гидравлическую связь с реактивными двигателями.

На фиг 1 и в тексте приняты следующие обозначения.

1 - Корпус

2 - Блок управления с возможностью выдачи порции топлива

3 - Блок электропитания соленоида, выдающий импульсы с частотой порций топлива

4 - Углубление в корпусе

5 - Механический амортизатор

6 - Цилиндрический соленоид

7 - Реактивный двигатель

8 - Реактивный двигатель

9 - Поршень с выступом

10 - Цилиндр

11, 12 - амортизационные предохранительные упоры.

При этом корпус 1 жестко связан с блоком управления с возможностью выдачи порции топлива 2, имеющим гидравлическую связь с реактивными двигателями 7, 8, жестко связанными с амортизационными предохранительными упорами 11, 12 и с цилиндрическим соленоида 6, жестко связанным с механическим амортизатором 5, внутри углубления корпуса 4, имеющего внутри также поршень с выступом 9, жестко связанный с цилиндром 10.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Начальное движение аппарата осуществляется с помощью реактивных двигателей 7, 8, работающих в непрерывном режиме, в том числе после старта. При этом они гидравлически связаны с блоком управления с возможностью выдачи порций топлива 2, жестко связанного с корпусом 1, в углублении которого размещен цилиндрический соленоид 6 с механическим амортизатором 5 в конце углубления. К амортизатору примыкает выступ поршня 9, осуществляющий возвратно-поступательное движение внутри цилиндра 10. Позади цилиндра имеются амортизационные предохранительные упоры 11, 12, предотвращающие выход поршня за пределы цилиндра 10. При поступлении электрических импульсов на первый и второй вход соленоида соответственно с первого и второго выхода блока электропитания соленоида, выдающего импульсы с частотой порций топлива, выступ поршня 9 сжимает амортизатор. После прекращения импульса происходят амортизация и отталкивание корпуса 1 в прямом направлении, а поршня с выступом 9 - в обратном.

При этом с блока управления поступают порции топлива в момент начала движения поршня в реактивные двигатели 7, 8, которые выдают импульсы воспламененного топлива, и обеспечивается дополнительное отталкивание, что снижает энергозатраты при уменьшенном соленоиде, а следовательно, увеличивается скорость. По мере следующих друг за другом втягиваний выступа поршня 9 внутрь соленоида осуществляется ускорение корпуса 1, так как скорость в начале каждого последующего отталкивания будет превышать скорость в конце каждого предыдущего отталкивания. При этом в связи с ростом кинетической энергии тормозящий момент из-за движения поршня в обратную сторону не повлияет на замедление движения.

Таким образом, в предлагаемом устройстве сохраняется требуемое ускорение при увеличении массы, без увеличения электрической мощности соленоида.

Летательный аппарат, содержащий жестко связанный корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом, причем в корпусе выполнено углубление, в котором размещены взаимодействующие с выступом поршня амортизаторы, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора, цилиндрический соленоид, размещенный внутри углубления корпуса и жестко связанный с корпусом, блок электропитания соленоида, жестко связанный с корпусом и имеющий первый и второй выходы, соответственно соединенные с первым и вторым входами цилиндрического соленоида, и выдающий электрические импульсы для втягивания выступа с поршнем внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня и корпуса в противоположные стороны после амортизации, отличающийся тем, что вводится блок управления с возможностью выдачи порций топлива, жестко связанный с корпусом и имеющий гидравлическую связь с двумя реактивными двигателями, а также используется блок электропитания соленоида, выдающий импульсы с частотой выдачи порций топлива, поступающего в моменты начала движения поршня от амортизатора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

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 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.
Наверх