Гиперзвуковой летательный аппарат

Гиперзвуковой летательный аппарат (ЛА) содержит корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования. Корпус представляет симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело, имеющее форму веретена, остроугольного треугольника либо диска, и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса ЛА. Имеется система регулируемой подачи горючего на внешнюю оболочку корпуса в зоне сжатия воздушного потока с возможностью его воспламенения в зоне максимального сжатия и температуры. Предусмотрено при малых скоростях полета обеспечение принудительного горения в зоне расширения потока, создающего тягу ЛА, а также изменение подачи горючего в соответствующую зону внешней поверхности корпуса для управления полетом ЛА. Возможно использовать дополнительно ракетный двигатель твердого топлива. Изобретение направлено на упрощение тепловой защиты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам.

Известен гиперзвуковой двигатель (см. патент РФ №2262000, F02K 7/10 от 10.10.2005 г.), в котором топливо подают форсункой расположенной в носовой части двигателя перед воздухозаборником установленной на пилонах.

Однако в известном двигателе при малых значениях скорости (M<5) возможно возникновение прямого скачка в зоне минимального сечения с переходом сверхзвукового течения в дозвуковое, что может привести к запиранию камеры сгорания и разрушению двигателя.

Известен гиперзвуковой летательный аппарат (см. патент РФ №2059537 B64C 30/00, F03H 1/00 от 10.05.1996 г.) содержащий планер, прямоточный ВРД со сверхзвуковым горением, систему тепловой защиты планера и двигателя с использованием каталитического реактора регенерации тепла.

Существенным недостатком указанной конструкции является то, что гиперзвуковой летательный аппарат (ГПЛА) имеет очень большое удельное сопротивление, представляющее собой отношение суммарного аэродинамического сопротивление планера и двигателя к его тяге. Гиперзвуковой двигатель может начать работать при скорости больше M=5 до которой его надо разогнать другим двигателем. Кроме того, очень сложная и неэффективная система охлаждения планера и двигателя.

Технической задачей является повышение скорости, дальности и высоты полета гиперзвукового летательного аппарата за счет существенного снижения удельного аэродинамического сопротивления летательного аппарата и повышении тяговооруженности силовой установки, а также упрощения конструкции двигателя и системы охлаждения гиперзвукового летательного аппарата.

Решение технической задачи достигается тем, что гиперзвуковой летательный аппарат содержащий корпус с системой тепловой защиты, топливную емкость с системой подачи и регулирования, а корпус представляет собой симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело имеющее форму веретена, остроугольного треугольника, либо диска и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса, а также систему регулируемой подачи горючего на внешнюю оболочку корпуса в зоне сжатия воздушного потока, его воспламенения (при малых скоростях принудительное) в зоне максимального сжатия и температуры, и горения в зоне расширения потока для создания тяги, а изменением подачи горючего в соответствующую внешнюю часть корпуса летательного.

Кроме того предлагаемый ШЛА имеет ракетный двигатель твердого топлива.

На фиг. 1 изображены варианты общего вида ГПЛА:

а) корпус имеющий вид веретена;

б) корпус в виде остроугольного треугольника;

в) корпус имеющий вид диска.

На фиг. 2 представлена схема, поясняющая способ создания тяги и систему охлаждения

Гиперзвуковой летательный аппарат на Фиг. 2 содержит корпус 1, полезную нагрузку 2,систему впрыска горючего на поверхность корпуса 3, бак горючего 4, система регенеративного охлаждения 5, турбонасос горючего 6, система управления и наведения 7, ракетный двигатель твердого топлива 8.

Гиперзвуковой летательный аппарат работает следующим образом.

Ракетный двигатель твердого топлива разгоняет ГПЛА до скорости 2,5-3 M. При этой скорости предлагаемый ГПЛА уже может создавать тягу. Суть работы этого двигателя заключается в подаче горючего в зону сжатия воздушного потока A где происходит смешение и испарение горючего с воздухом. В зоне C максимального сжатия и температуры происходит воспламенение (при малых скоростях принудительное) и горение в зоне расширения В которое создает тягу ГПЛА.

Изменяя подачу горючего в соответствующую зону внешней поверхности ГПЛА можно управлять полетом ГПЛА. Охлаждение корпуса ГПЛА осуществляется горючим регенеративно как в камерах сгорания ракетных двигателей.

Преимуществом данного изобретения является существенное увеличение тяговооруженности по сравнению с другими типами и схемами ГПЛА за счет большой поверхности сопла представляющего собой заднюю поверхность предлагаемого ГПЛА, возможность создания тяги от M=2,5 до M=15 с основным двигателем, высоким аэродинамическим качеством позволяющим летать на высотах до 60 км (для формы корпуса в виде диска), существенно простой и апробированной системой охлаждения, простотой конструкции летательного аппарата. Еще важным преимуществом является простота и дешевизна проведения испытания предлагаемой модели ГПЛА.

Веретенообразная форма ГПЛА подходит для разделяемых и маневрирующих головных частей баллистических ракет. Форма остроугольного треугольника подходит для ГПЛА большой дальности, запускаемых с самолетов, и полета на высотах до 35 км.

1. Гиперзвуковой летательный аппарат (ЛА), содержащий корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования, отличающийся тем, что корпус представляет собой симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело, имеющее форму веретена, остроугольного треугольника либо диска, и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса ЛА, а также систему регулируемой подачи горючего на внешнюю оболочку корпуса в зоне сжатия воздушного потока с возможностью его воспламенения в зоне максимального сжатия и температуры, при малых скоростях полета обеспечения принудительного горения в зоне расширения потока, создающего тягу ЛА, а также изменения подачи горючего в соответствующую зону внешней поверхности корпуса для управления полетом ЛА.

2. Гиперзвуковой летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что имеет ракетный двигатель твердого топлива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом.

Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.

Изобретение относится к классу ВРД условно называемому "пульсирующими детонационными двигателями" (ПДД). .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно, к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям. .

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, два турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полете кривизной крыла содержит фюзеляж, крыло с изменяемой кривизной, выполненное в виде неподвижно закрепленной к фюзеляжу центральной кессон-секции и поворотных относительно ее подольных кессон-секций, соединенных с центральной кессон-секцией по верхней поверхности при помощи скользящего соединения, а по нижней поверхности – шарнирно, и снабженных замками крайних положений.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, вертикальное оперение и элероны. Законцовки крыла выполнены расщепляющимися, состоящими из двух половинок: неподвижной нижней, составляющей единый профиль с крылом, и нижней подвижной, имеющей возможность отклоняться вниз на 90 градусов.

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.

Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю, основную и хвостовую части. Основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к летательным аппаратам с тепловой абляционной защитой. Наконечник гиперзвукового летательного аппарата выполнен из углерод-углеродного композиционного материала.

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования. Корпус представляет симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело, имеющее форму веретена, остроугольного треугольника либо диска, и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса ЛА. Имеется система регулируемой подачи горючего на внешнюю оболочку корпуса в зоне сжатия воздушного потока с возможностью его воспламенения в зоне максимального сжатия и температуры. Предусмотрено при малых скоростях полета обеспечение принудительного горения в зоне расширения потока, создающего тягу ЛА, а также изменение подачи горючего в соответствующую зону внешней поверхности корпуса для управления полетом ЛА. Возможно использовать дополнительно ракетный двигатель твердого топлива. Изобретение направлено на упрощение тепловой защиты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх