Летательный аппарат

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками. В конце камеры расположены два полукруглых магнита, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камер. Входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами блока управления. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

 

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе.

Известен летательный аппарат, представленный в патенте №2363625, автор Часовской А.А. В нем топливо поступает с блока управления в камеру сгорания. Блок управления, гидравлический выход которого сообщен с гидравлическим входом камеры сгорания, выдает команды на воспламенения порций топлива. В результате импульсные истечения воспламененного топлива выходят из камеры сгорания. С корпусом могут быть жестко связаны два реактивных двигателя, с помощью которых начинается начальное движение аппарата. Однако величина ускорения может быть не всегда достаточна.

Известен летательный аппарат, представленный как двигательное устройство в патенте №2532326, автор Часовской А.А. В нем, в отличие от вышеупомянутого, вводятся два тугоплавких пружинных клапана и амортизатор, размещенный внутри прямоугольной камеры, которую можно представить как прямоугольную камеру с амортизатором внутри, размещенную внутри корпуса. В исходном состоянии клапаны касаются друг друга и не пропускают топливо до его воспламенения. Амортизатор внутри прямоугольной камеры гидравлически связан с блоком управления. После подачи топлива с блока управления происходит его воспламенение. В результате пружинные клапаны прижимаются к стенкам прямоугольной камеры. Отталкивание корпуса происходит при воздействии воспламененного топлива на поверхности клапанов. Первоначально движение осуществляется за счет работы реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом. Далее начинается увеличение ускорения за счет превышения скорости в конце отталкивания корпуса над скоростью до отталкивания, что обеспечивается благодаря увеличению кинетической энергии при отталкивании. Объясняется это тем фактом, что при одной и той же силе толчка движущегося объекта его скорость после толчка будет тем больше, чем больше его скорость до толчка.

Однако в конце отталкивания уменьшается давление воспламененных газов на клапаны, что приводит к наличию остаточного ускорения. С помощью предлагаемого устройства увеличивается ускорение без уменьшения надежности. Достигается это благодаря использованию блока управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольной камеры с амортизатором внутри с закруглениями между стенками, а также введением двух полукруглых электромагнитов в конце камеры, жестко связанных с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящихся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камеры, а входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами упомянутого блока управления.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус;

2 - блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений;

3 - прямоугольная камера с амортизатором внутри с закруглениями между стенками;

4, 5 - пружинные клапаны с закруглениями в конце;

6, 7 - полукруглые электромагниты;

8, 9 - реактивные двигатели, при этом корпус 1 жестко связан с реактивными двигателями 8, 9 и с размещенной внутри него прямоугольной камерой с амортизатором внутри с закруглениями между стенками 3, имеющим гидравлический вход, связанный с гидравлическим выходом, размещенным внутри корпуса блока управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений 2, имеющим выход, соединенный с входами полукруглых электромагнитов 6, 7.

Устройство работает следующим образом.

В начальный период времени движение осуществляется с помощью реактивных двигателей 8, 9, жестко связанных с корпусом 1.

Далее на гидравлический вход амортизатора с закруглениями между стенками внутри прямоугольной камеры 3 поступают порции топлива с гидравлического выхода блока управления с возможностью выдачи импульсного или непрерывного напряжений 2. Прямоугольная камера с амортизатором внутри с закруглениями между стенками 3, вместе с вышеупомянутым блоком управления, жестко связаны с корпусом 1 и размещены внутри него. По командам с блока управления 2 происходит воспламенение топлива и его выход за пределы корпуса 1 через закругления пружинных клапанов 4, 5. Воспламененные газы воздействуют на пружинные клапаны с закруглениями в конце. Пружинные клапаны прижимаются к внутренним стенкам камеры 3, не касаясь полукруглых электромагнитов 6, 7, размещенных позади пружин клапанов, жестко связанных со стенками камеры 3 и размещенных позади упомянутых закруглений между стенками. Благодаря электромагнитам обеспечивается прижатие клапанов к стенкам камеры до тех пор, пока не прекратится выдача напряжения на электромагниты этой камеры 3 в конце нее, позади пружин пружинных клапанов с закруглениями позади 4, 5, позади закруглений между стенками амортизатора вышеупомянутой камеры 3.

Закругление между стенками в амортизаторе обеспечивает плавное движение воспламененных газов, которые также воздействуют на переднюю стенку амортизатора, увеличивая отталкивание корпуса перед выходом этих газов, которые также воздействуют на переднюю стенку амортизатора, увеличивая отталкивание корпуса перед выходом этих газов из камеры. При этом периметр внутри прямоугольной камеры 3, где размещены клапаны и электромагниты, увеличен из-за отсутствия вышеупомянутых закруглений между стенками камеры в нем. Блок управления 2 выдает импульсы напряжений или непрерывное напряжение в два полукруглых электромагнита 6, 7, которые намагничиваются и усиливают притягивание пружинных клапанов 4, 5 к боковым стенкам камеры 3 в период воспламенения газов, выходящих вовне через закругления в конце пружинных клапанов, выполняющих функции сопла. В связи с вышеизложенным уменьшается количество остаточного топлива в амортизаторе, так как увеличивается количество выхода воспламененных газов, без увеличения количества поступающего топлива с блока управления. Это, как уже отмечалось, обеспечивается увеличением силы и времени прижатия клапанов к стенкам камеры. Кроме того, движение корпуса 1 осуществляется относительно пружинных клапанов, усиливая отталкивание. Скорость движения перед новым отталкиванием превышает скорость движения перед предыдущим отталкиванием, и чем больше скорость, тем больше величина отталкивания, то есть скорость в конце отталкивания должна превышать скорость до отталкивания. Таким образом, можно сделать вывод, что скорость при импульсном истечении топлива будет выше, чем при непрерывном. Плавность истечения воспламененного топлива обеспечивается благодаря закругленным оконечностям клапанов 4, 5. При меньшей величине клапанов уменьшается сила, необходимая для его притяжения, а следовательно, может быть уменьшено и напряжение на электромагниты. При постоянном напряжении с блока управления, поступающем на электромагниты, может быть осуществлено и непрерывное истечение воспламененного топлива, где так же как и в импульсном режиме, создается возможность обеспечить полет как при увеличенном, так и при уменьшенном количестве поступающего топлива в амортизатор. Возможен вариант исполнения импульсного режима при постоянном напряжении на электромагниты, что обеспечит экономию топлива, при увеличенном времени разгона, где далее скорость также будет увеличена более интенсивно, чем при непрерывном истечении, что обеспечит экономический эффект. Кроме того, увеличивается надежность при увеличенном количестве топлива в амортизаторе, увеличивается расходимость между клапанами, а следовательно, обеспечивается и безопасность истечения воспламененных газов.

Предлагаемый метод можно использовать и в других изделиях, в том числе и изложенных в патентах автора. Возможен вариант применения пульсирующих истечений топлива в период воспламенений в амортизаторе с частотой, например, 100-500 Гц. При этом создается возможность увеличить количество поступающего топлива между пульсациями, а следовательно, и ускорение. Таким образом, внедрение предлагаемого устройства улучшит тактико-технические характеристики летательных средств.

Летательный аппарат, содержащий корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, размещенный внутри корпуса блок управления, прямоугольную камеру с амортизатором внутри, два пружинных клапана с закруглениями в конце, жестко связанных со стенками прямоугольной камеры, отличающийся тем, что используется: блок управления с возможностью выдачи импульсных и непрерывных напряжений, прямоугольная камера с амортизатором внутри с закруглениями между стенками в конце камеры, а также вводятся два полукруглых электромагнита в конце камеры, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглениями в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора камеры, а входы полукруглых электромагнитов соединены с выходом упомянутого блока управления.



 

Похожие патенты:

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика.

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата.

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой. Технический результат состоит в возможности сохранить целостность указанных конструкций при их допустимой температуре и получить достаточную тягу для полёта и спуска в атмосфере. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты. К вращающемуся кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и содержащие баки для топливных компонентов. К другим концам авиационных плоскостей прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания подъемной силы. На вращающемся кольце расположен ротор электропривода вращающегося кольца, статор которого размещен в наземном блоке электрического запуска старта космической ракеты. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 6 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты. Верхнее кольцо содержит систему управления воздушно-реактивного стартовой системы и батареи ее электроснабжения. Верхнее кольцо опирается на нижнее вращающееся кольцо посредством системы магнитного подвеса. К нижнему кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и баками для топливных компонентов, а на другом конце к лопастям прикреплены воздушно-реактивные двигатели для вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический. Плоский выступ с одной стороны взаимодействует с элементом фиксации, размещенным на поворотной крышке, а с другой стороны - с малым космическим аппаратом (МКА), сферический выступ размещен выше оси вращения поворотного упора и взаимодействует в рабочем положении с пластиной, установленной на поворотной крышке, причем ось вращения пластины смещена относительно оси вращения поворотной крышки. Техническим результатом изобретения является обеспечение начала движения МКА. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель. Посадочная опора снабжена тросами из высокомодульного материала. Пневматический раздвижной упор штоком соединен с главным цилиндром, а корпусом – с поперечной балкой, закрепленной в нише посадочной опоры. Техническим результатом изобретения является увеличение области устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ). Несущая конструкция корпуса призмы выполнена из n многослойных боковых сотовых панелей, где n=4, 6, 8 …, одни из которых - приборные, с проложенными внутри тепловыми трубами, а другие – корпусные. Боковые панели скреплены между собой по периметру в чередующейся последовательности. По периметру каждой боковой панели расположены каркасные уголки, скрепленные разъемными элементами. На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ. Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели ДУ со стороны внутренней плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели. На внешней плоскости первой торцевой панели установлены бленда ОЭМ, а также панели и кронштейны для оборудования радиолиний и электромагнитного исполнительного органа системы управления движением. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КМ. 7 ил.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы (4, 8) образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства (10) крепления попутных ПН (41) содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления (42) отделением ПН (41). Вторые средства (20) крепления попутных ПН (41) содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства (10, 20) крепления обеспечивают отделение ПН (41) в боковом, по отношению к оси (40), направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит четыре группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, четыре ракетных двигателя вертикальной тяги и два водометных двигателя. Летательный аппарат имеет стойки шасси. Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк шлюза. На корпусе аппарата установлены фары освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни. Техническим результатом изобретения является создание многорежимного многофункционального аппарата для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта. В данном изобретении предложен способ доставки полезного груза к небесному телу и устройства его реализации, по которому полезный груз помещают внутрь балласта, служащего для полезного груза дополнительным защитным телом, а в качестве материала для балласта используют высокопрочные модификации льда: льда-VII или льда-VIII или льда-Х. После ударного внедрения в грунт пенетратора освобождают балласт с содержащимся в нем комплексом научной аппаратуры из защитного корпуса, удаляют балласт, освобождая полезный груз, и проводят исследования грунта небесного тела. Технический результат - повышение ударостойкости полезного груза и повышение точности измерений параметров грунта и небесного тела. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками. В конце камеры расположены два полукруглых магнита, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камер. Входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами блока управления. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Наверх