Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета



Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета
Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой и система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета

 


Владельцы патента RU 2615842:

Сиротин Валерий Николаевич (RU)

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов. Каждый маршевый двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и турбореактивный двигатель. В передней части фюзеляжа располагается обтекатель, внутри которого находятся двигатели бокового и вертикального разворота. На обтекателе расположены передние интерцепторы. В хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод, который снабжен направляющими лопатками. На центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода. Турбореактивный двигатель имеет компрессор, турбину высокого давления и турбину низкого давления, которые расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя. Турбина высокого давления имеет систему охлаждения. Группа изобретений направлена на повышение эффективности охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя гиперзвукового самолета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к гиперзвуковым самолетам с комбинированной силовой установкой и к системе охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя такого самолета.

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 недостатком данного самолета является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя.

За прототип был взят самолет (RU 2371352 С1), 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.

Недостатком прототипа также является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлена заявленная группа изобретений является повышение эффективности охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя гиперзвукового самолета.

Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, правую и левую складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, работающих на жидком топливе, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов с верхней откидной створкой и нижней опускающейся створкой, которая предназначена для посадки пилотов в кабину самолета. Каждый маршевый комбинированный двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и турбореактивный двигатель. В передней части фюзеляжа располагается обтекатель, внутри которого слева и справа находятся двигатели бокового разворота, поворачивающие самолет в горизонтальной плоскости во время полета на гиперзвуковой скорости, а сверху и снизу двигатели вертикального разворота, поворачивающие самолет во время полета на гиперзвуковой скорости вверх и вниз относительно траектории полета. На обтекателе сверху и снизу расположены передние интерцепторы. В нижней части фюзеляжа располагается отсек для ракет типа воздух-воздух и отсеки для шасси. В хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод. Промежуточный газовод снабжен направляющими лопатками, а на центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода, который включает электрические двигатели поворота направляющих лопаток. Кроме того вторая ступень каждого маршевого комбинированного двигателя - турбореактивный двигатель имеет турбину компрессора, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Турбина компрессора и турбина низкого давления расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя на подшипниках скольжения, а, турбина высокого давления имеет систему охлаждения, которая содержит компрессор, расположенный на редукторе турбореактивного двигателя, и соединенный нагнетательной трубкой с конденсатором, который в свою очередь соединен трубкой с испарителем, который соединен трубкой с осушителем, который соединен отсасывающей трубкой с компрессором. Испаритель состоит из двух частей - внутреннего испарителя и внешнего испарителя, которые расположены внутри бака, заполненного незамерзающей жидкостью. Внутренний испаритель расположен внутри турбины высокого давления. На фюзеляже расположено несколько видеокамер. Двигатели бокового разворота и двигатели вертикального разворота работают на твердом топливе. На нижней части фюзеляжа располагается поверхность бортовой радиолокационной станции.

Далее более подробно заявленное техническое решение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 - заявленный самолет при посадке (вид спереди),

На фиг. 2 - заявленный самолет при посадке (вид сбоку),

На фиг. 3 - заявленный самолет во время полета на дозвуковой скорости (вид сверху),

На фиг. 4 - заявленный самолет во время полета на дозвуковой скорости (вид снизу),

На фиг. 5 - заявленный самолет во время полета на сверхзвуковой скорости (вид спереди),

На фиг. 6 - заявленный самолет во время полета на сверхзвуковой скорости (вид сверху),

На фиг. 7 - заявленный самолет во время полета на гиперзвуковой скорости (вид спереди),

На фиг. 8 - заявленный самолет во время полета на гиперзвуковой скорости (вид сбоку),

На фиг. 9 - заявленный самолет во время полета на гиперзвуковой скорости (вид сверху),

На фиг. 10 - продольный разрез силовой установки заявленного самолета (вид сверху),

На фиг. 11 - привод направляющих лопаток,

На фиг. 12 - продольный разрез турбовентиляторного двигателя первой ступени маршевого двигателя,

На фиг. 13 - продольный разрез турбореактивного двигателя второй ступени маршевого двигателя,

На фиг. 14 - система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя,

На фиг. 15 - турбина высокого давления турбореактивного двигателя в развернутом виде.

Заявленный самолет, по сути, представляет собой комбинацию двух летательных аппаратов:

- сверхзвуковой самолет,

- ракета с кабиной пилотов.

Заявленный самолет содержит фюзеляж (1), правую и левую консоли крыла (2), два маршевых комбинированных турбореактивных двигателя (3), два маршевых ракетных двигателя (4), работающих на жидком топливе, консоли (5) переднего горизонтального оперения, кабину (6) пилотов с верхней откидной створкой (6а) и нижней опускающейся створкой (6б). Нижняя створка (6б) предназначена для удобной посадки пилотов в кабину (6) самолета.

Левая и правая консоли крыла (2) состоят из нескольких частей, поворотных. относительно фюзеляжа самолета в одной оси подобно вееру.

На верхней передней части фюзеляжа (1) самолета расположены верхние левая и правая видеокамеры (7) для верхнего переднего обзора, передающие изображение на монитор в кабину (6) пилотов.

На нижней передней части фюзеляжа (1) самолета также расположены. видеокамеры (7), также передающие изображение на монитор в кабину (6) пилотов нижнего переднего обзора.

В передней части фюзеляжа (1) располагается обтекатель (8), внутри которого слева и справа находятся двигатели (9) бокового разворота, поворачивающие самолет в горизонтальной плоскости во время полета на гиперзвуковой скорости, а сверху и снизу двигатели (10) вертикального разворота, поворачивающие самолет во время полета на гиперзвуковой скорости вверх и вниз относительно траектории полета. Кроме того, на обтекателе сверху и снизу расположены передние интерцепторы (11).

В нижней части фюзеляжа (1), около кабины (6) пилотов располагается отсек (12) передних шасси (13).

На нижней части фюзеляжа (1) располагаются также поверхность (14) бортовой радиолокационной станции, видеокамеры (15), предпочтительно две, передающие картинку на монитор в кабину (6) пилотов, для нижнего обзора местности во время полета. Причем, видеокамеры (15) располагаются в ряд вдоль продольной оси самолета. Между видеокамерами (15) располагается отсек (16) для ракет типа воздух-воздух. В нижней части фюзеляжа также расположены отсеки (17) основных шасси (18).

Кабина (6) пилотов включает катапультирующие кресла.

По бокам фюзеляжа (1) самолета расположены правая и левая консоли (2) крыла, каждая из которых установлена шарнирно на своей оси с возможностью поворота (складывания) внутрь фюзеляжа (1) самолета.

Также по бокам фюзеляжа (1) расположены правая и левая консоли (5) переднего горизонтального оперения с возможностью поворота (складывания) при помощи осей поворота внутрь фюзеляжа (1) самолета.

В хвостовой части фюзеляжа (1) располагается центральный газовод (19) с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод (24).

Каждый маршевый комбинированный двигатель (3) имеет две ступени:

первая ступень - турбовентиляторный двигатель (20), выполняющий роль компрессора;

вторая ступень - турбореактивный двигатель (21).

С первой ступени (с турбовентиляторного двигателя (20)) отработавший газ поступает в центральный газовод (19). Каждое сопло газодинамической системы управления снабжено направляющими лопатками с возможностью поворота при помощи зубчатой передачи (23), которая установлена на промежуточном газоводе (24) с возможностью поворота соответствующих лопаток.

На центральном газоводе (19) установлен корпус (25) привода промежуточного газовода (24), который включает электрические двигатели (26), которые при помощи редукторов (см. фиг. 11) передают поворотную энергию через зубчатую передачу (23) на лопатки. Зубчатая передача (23) состоит из ряда шестеренок, передающих вращение от редуктора на лопатки.

В хвостовой части фюзеляжа (1) на промежуточном газоводе (24) установлены в противоположные стороны два сопла, выполненные с поворотными направляющими лопатками (22а) и (22б), которые являются элементами газодинамической системы управления высотой и направлением полета самолета.

Определенное положение лопаток (22а) и (22б) газодинамическая система управления позволяет выполнять крутой поворот в воздухе на малых углах атаки, как в горизонтальной плоскости - влево и вправо, так и в вертикальной плоскости -вверх и вниз.

Вторая ступень каждого маршевого комбинированного двигателя (3) - турбореактивный двигатель (21) имеет турбину компрессора (27), турбину высокого давления (28) и турбину низкого давления (29).

Турбина компрессора (27) и турбина низкого давления (29) расположены по внешней окружности корпуса (43) турбореактивного двигателя (21) (второй ступени) на подшипниках (30) скольжения. Турбина высокого давления (28) является основанием центральной оси (31) корпуса (43) турбореактивного двигателя (21).

Центральная ось (31) каждого корпуса (43) механически соединена с редуктором (32) на котором расположен электродвигатель (стартер) (33), запускающий турбореактивный двигатель (21). Также на редукторе (32) расположен компрессор (34), соединенный нагнетательной трубкой (35) с конденсатором (36), который в свою очередь соединен трубкой (37) с испарителем (38), который соединен трубкой (39) с осушителем (40). Осушитель (40) соединен отсасывающей трубкой (41) с компрессором (34).

Испаритель (38) состоит из двух частей:

- испаритель внутренний (38а),

- испаритель наружный (386).

Обе части находятся внутри бака (42), заполненного незамерзающей жидкостью.

Внутренний испаритель (38а) (первая часть испарителя (38)) находится внутри турбины высокого давления (28).

Внутри корпуса (43) турбореактивного двигателя (21) расположены камеры сгорания (44), внутри которых расположены форсунки (45).

На корпусе турбины высокого давления (28) расположены лопатки (50).

Подготовка заявленного самолета к полету на дозвуковой скорости и взлету осуществляется следующим образом:

После посадки пилотов (летчик и штурман) в кабину (6), при помощи электродвигателя (стартера) (46) запускается первая ступень (турбовентиляторный двигатель) (20) маршевого комбинированного двигателя (3) и электрогенератор (47). После чего пилот включает электроприборы, подающие напряжение с электрогенератора (47) на электродвигатель стартера (34), запускающего вторую ступень (турбореактивный двигатель) (21) маршевого комбинированного двигателя (3), после запуска которой работает компрессор (34), в процессе работы которого пары фреона высокого давления поступают по нагнетательной трубке (35) в конденсатор (36), в котором пары фреона высокого давления охлаждаются и преобразуются в жидкий фреон, который поступает из конденсатора (36) по трубке (37) в испаритель (38), состоящий из двух частей (38а и 38б). Сначала жидкий фреон из конденсатора (36) поступает по трубке (37) на наружный испаритель (38б), после чего по трубке (48) жидкой фреон поступает во внутренний испаритель (38а). с внутреннего испарителя (38а) пары фреона низкого давления поступают по трубке (39) в осушитель (40), из которого пары фреона низкого давления по отсасывающей трубке (41) в компрессор (34).

В процессе работы охлаждающей системы, расположенный внутри бака (42) наружный испаритель (38б) охлаждает незамерзающую жидкость, а на внутреннем испарителе (38а) появляется изморозь (иней), которая охлаждает внутреннюю поверхность турбины высокого давления (28).

Пилот, находящийся в кабине (6) включает электроприборы, подающие напряжение с работающего генератора (47) на электродвигатели механизма поворота консолей переднего горизонтального оперения (5), который поворачивают их из фюзеляжа (1) самолета.

После выпуска переднего горизонтального оперения (5) пилот включает электроприборы, подающие напряжение с работающего электрогенератора (47) турбовентиляторного двигателя (первой ступени маршевого комбинированного двигателя) (20) на электродвигатели механизма поворота право и левой консолей крыла (2) из фюзеляжа (1) самолета.

После полного выдвижения консолей крыла (2) пилот из кабины выводит на максимальный режим работы маршевые комбинированные двигатели.

Самолет начинает движение по взлетно-посадочной полосе. После набора необходимой скорости пилот тянет штурвал на себя, который механически соединен с электропереключателями, которые замыкают контакты электросхемы самолета, передающие напряжение на механизмы поворота плоскости переднего горизонтального оперения (5), которое поворачивается на 45є к верху, что создает подъем передней части фюзеляжа (1) самолета, после чего, при наборе максимального режима маршевых комбинированных двигателей (3), сопла (49) поворачиваются к верху, что создает подъемную силу и самолет начинает взлетать, набирать штатную высоту и набирать дозвуковую скорость полета.

Переход полета заявленного самолета с дозвуковой скорости на сверхзвуковую скорость осуществляется следующим образом.

В полете пилот из кабины (6) самолета с помощью с помощью электроприборов передает напряжение на электродвигатели механизма поворота консолей переднего горизонтального оперения (5), которые поворачиваются во внутрь фюзеляжа (1) самолета. Далее пилот из кабины (6) при помощи двух спаренных рукояток увеличивает максимальный режим работы маршевых комбинированных двигателей (3), за счет чего самолет набирает сверхзвуковую скорость в полете.

Во время полета на сверхзвуковой скорости управление заявленным самолетов осуществляется с помощью газодинамической системы управления.

Для изменения направления полета отработавший газ поступает из турбовентиляторных двигателей (первые ступени маршевых комбинированных двигателей) (20) в центральный газовод (19), из которого поток газа направляется в промежуточном газоводе (24) на направляющие лопатки (22а) и (22б), при помощи которых поток газа направляется в нужном направлении (лопатки поворачиваются на угол 90є к оси самолета) - влево, вправо, вверх или вниз, таким образом самолет меняет свое направление в зависимости от того, какие лопатки повернулись, управление которыми осуществляется пилотом из кабины (6) самолета.

Самолет может менять направление или высоту при помощи сопел (49) (при помощи лопаток сопел) маршевых комбинированных двигателей (3), которые пилотом из кабины (6) направляются в любом направлении, меняя тем самым направление полета самолета, или меняют высоту полета.

Переход полета самолета со сверхзвуковой скорости на гиперзвуковую скорость осуществляется следующим образом:

Принудительным образом пилотом из кабины включаются система защиты на перегрузки в полете на гиперзвуковой скорости и система температуроустойчивости обшивки фюзеляжа самолета. После чего пилот из кабины подает сигнал на электроприборы, подающие напряжение на все электродвигатели зубчатого и рычажного механизмов (на фиг. не показано) выдвижных консолей крыла, которые в процессе работы электродвигателей рабочие механизмы начинают поворачивать консоли крыла внутрь фюзеляжа самолета (консоли складываются). После полного поворота консолей крыла (2) пилот запускает ракетные двигатели (4) работающие на жидком топливе и, как следствие, самолет начинает набирать гиперзвуковую скорость.

Во время полета самолета на гиперзвуковой скорости управление направлением полета самолета осуществляется пилотом при помощи 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.

Переход к посадке самолета осуществляется следующим образом:

После выключения маршевых ракетных двигателей (4) полет самолета переходит с гиперзвуковой на сверхзвуковую скорость, при этом пилот подает сигнал при помощи тумблера на электродвигатели зубчатого механизма выдвижения консолей крыла из фюзеляжа самолета, при помощи которых происходит их полное выдвижение.

После полного выдвижения консолей крыла (2) пилот с помощью ручек газа уменьшает мощность работы маршевых комбинированных двигателей (3), переводя тем самым самолет на дозвуковую скорость. После чего пилот с помощью переключателей подает напряжение на электродвигатели механизма выдвижения консолей переднего горизонтального оперения, после полного выдвижения которых самолет снижает высоту, приближаясь к взлетно-посадочной полосе. После чего пилот подает с помощью тумблера напряжение на электродвигатель механизма поднятия центрального сопла с приводом направляющих лопаток, при этом происходит опускание переднего и основного шасси.

С первой ступени (турбовентиляторных двигателей) маршевых комбинированных двигателей отработавший газ по газоводу поступает в центральный газовод хвостовой части фюзеляжа самолета, из которого поступает в сопло к направляющим лопаткам, которые направляют отработавший газ в противоположном от движения самолета направлении за счет собственного поворота на определенный угол. Таким образом отработавший газ выполняет роль реверса.

Таким образом, самолет осуществляет посадку на взлетно-посадочную полосу.

После касания шасси взлетно-посадочной полосы пилот подает команду на привод, поднимающий (приводящий в рабочее положение) плоскость интерцептора (11), находящегося в обтекателе фюзеляжа, осуществляя тем самым торможение самолета на взлетно-посадочной полосе.

1. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой, характеризующийся тем, что содержит фюзеляж, правую и левую складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, работающих на жидком топливе, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения, кабину пилотов с верхней откидной створкой и нижней опускающейся створкой, которая предназначена для посадки пилотов в кабину самолета, причем каждый маршевый комбинированный двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и турбореактивный двигатель, при этом в передней части фюзеляжа располагается обтекатель, внутри которого слева и справа находятся двигатели бокового разворота, поворачивающие самолет в горизонтальной плоскости во время полета на гиперзвуковой скорости, а сверху и снизу двигатели вертикального разворота, поворачивающие самолет во время полета на гиперзвуковой скорости вверх и вниз относительно траектории полета, кроме того, на обтекателе сверху и снизу расположены передние интерцепторы, причем в нижней части фюзеляжа располагается отсек для ракет типа воздух-воздух и отсеки для шасси, при этом в хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод, при этом промежуточный газовод снабжен направляющими лопатками, а на центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода, который включает электрические двигатели поворота направляющих лопаток, кроме того, вторая ступень каждого маршевого комбинированного двигателя - турбореактивный двигатель имеет компрессор, турбину высокого давления и турбину низкого давления, при этом компрессор и турбина низкого давления расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя на подшипниках скольжения, а турбина высокого давления имеет систему охлаждения.

2. Гиперзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что на фюзеляже расположено несколько видеокамер.

3. Гиперзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что двигатели бокового разворота и двигатели вертикального разворота работают на твердом топливе.

4. Гиперзвуковой самолет по п.1, отличающийся тем, что на нижней части фюзеляжа располагается поверхность бортовой радиолокационной станции.

5. Система охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя гиперзвукового самолета с комбинированной силовой установкой по п.1, характеризующаяся тем, что содержит компрессор, расположенный на редукторе турбореактивного двигателя, и соединенный нагнетательной трубкой с конденсатором, который в свою очередь соединен трубкой с испарителем, который соединен трубкой с осушителем, который соединен отсасывающей трубкой с компрессором, причем испаритель состоит из двух частей - внутреннего испарителя и внешнего испарителя, которые расположены внутри бака, заполненного незамерзающей жидкостью, при этом внутренний испаритель расположен внутри турбины высокого давления.



 

Похожие патенты:

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент.

Силовая установка состоит из входного устройства, турбокомпрессора с отбором воздуха за компрессором для охлаждения лопаток турбины, выходного устройства. Турбокомпрессор имеет степень повышения давления в компрессоре не более четырех, одну ступень турбины.

Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления процессом охлаждения компонентов турбины, при котором во время фазы туманного охлаждения для охлаждения компонентов турбины используется разбавленный водяным туманом воздушный поток.

Выпускной патрубок (110) паровой турбины (10) содержит нижний выпускной патрубок (105), направляющую (24) для пара, отверстие (26) конденсатора, пластину (200) выпускного патрубка и внутренний канал (215).

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано на тепловых электростанциях (ТЭС) с конденсационными паровыми турбинами, в том числе имеющими отбор на теплофикацию.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению. Турбоагрегат содержит корпус с установленным внутри него на подшипниках валом.

Изобретение относится к размещению грузов на многорежимных самолетах. Грузовой отсек самолета представляет собой нишу, выполненную в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла (3).

Изобретение относится к авиационному вооружению и касается многоствольных пусковых установок (ПУ). ПУ для авиационных ракет содержит цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания.

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

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок», и предназначено для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). .

Изобретение относится к области оборудования самолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Пилон летательного аппарата для удержания двух- или трехконтурного турбореактивного двигателя (1) содержит верхнюю поверхность соединения с летательным аппаратом, две боковые стороны и подошву в своей нижней части.
Наверх