Авианосец кашеварова "ак"

 

Использование: судостроение. Сущность изобретения: авианосец имеет корпус в виде аэродинамического крыла с вертикальными бортами, оканчивающимися полозьями и создающими поддонное пространство, в которое поступает воздух из переднего отверстия под скоростным напором в сопловую часть поддонного пространства, а также сжатый воздух и газы из труб прямоточных воздушно-реактивных двигателей и движителей, создавая тяговую и аэродинамическую подъемную силу. Авианосец обладает скоростью, превосходящую взлетно-посадочную скорость самолетов, обеспечивающую возможность взлета и посадки самолетов со специальных гнезд, на которых самолеты доставляются лифтами из многоэтажных ангаров на взлетно-посадочную палубу. 5 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к судостроению, в частности к конструкции авианосца.

Известен авианосец, содержащий корпус, выполненный в виде аэродинамического крыла, размещенные в нем двигатели, танки для топлива, ангары для самолетов, лифты для подъема самолетов из ангаров на полетную палубу и посты управления полетами самолетов (Белавин Н.И. Экранопланы. Л. Судостроение, 1977, с. 136, 137, рис. 100).

Данный авианосец выбран в качестве наиболее близкого аналога изобретения.

Недостатком известного авианосца является то, что он предназначен только для морской транспортировки десантов, самолетов-истребителей, вертолетов и ракет.

Техническим результатом изобретения является повышение его функциональных возможностей.

Он достигается тем, что в известном авианосце двигатели установлены в носовой части авианосца и каждый из них выполнен реактивным в виде оголовника со сферической камерой сгорания, соединенного с компрессором для подачи в него сжатого воздуха, с топливным насосом для подачи топлива в камеру сгорания и с газоотводом для отвода продуктов сгоревшего топлива в кольцевое отверстие прямоточного воздушно-реактивного движителя, который через трубу сообщен с сопловой частью, выполненной в днище авианосца, для подачи в нее воздушно-газовой смеси под давлением, а корпус авианосца выполнен с поддонным пространством для его аэродинамического подъема, образованным данными наклонными плоскостями, пересекающимися в сопловой части, бортовыми стенками с полозьями, снабженными камерами и топками для их прогрева, причем ангары для самолетов выполнены многоэтажными, и лифты оборудованы площадками для подъема платформ с самолетами, оборудованных амортизационными подушками, на полетную палубу, при этом на авианосце установлены шахты с ракетными комплексами, носовые и кормовые рули высоты.

Кроме того, оголовник каждого реактивного двигателя выполнен сферическим, а сферическая камера сгорания размещена в центральной части оголовника и изготовлена из жаропрочного материала, на наружной поверхности которого установлена термоизолирующая прокладка, при этом вокруг камеры сгорания сферическими поверхностями и радиальными поясами, соединяющими эти поверхности, образованы камеры для сжатого воздуха с термоизолирующей прокладкой на их наружной поверхности, сообщенные коническими трубками с камерой сгорания, в которой установлены форсунки для впрыскивания топлива и электросвечи для его зажигания.

Кроме того, каждый прямоточный воздушно-реактивный движитель включает в себя воздухозаборную трубу, верхний конец которой размещен в носовой части крышки авианосца, а нижний вставлен с кольцевым зазором в трубу, сообщенную одним концом с сопловой частью поддонного пространства, а другим с газоотводом реактивного двигателя, причем последняя выполнена конусообразной с меньшим диаметром у кольцевого зазора и с большим у сопловой части поддонного пространства, а кольцевой зазор имеет сопловое сужение и расширение к концу воздухозаборной трубы.

Кроме того, плоскости дна, ограничивающие верхнюю часть поддонного пространства, наклонены от сопловой части этого пространства вверх к носу и корме, а от середины дна вниз к бортовым стенкам, причем носовое отверстие поддонного пространства, образованного донными плоскостями, бортовыми стенками и опорной поверхностью, меньше кормового отверстия и эти отверстия ограничены носовыми и кормовыми рулями высоты.

Кроме того, камера каждого из полозьев выполнена по всей его длине и сообщена в носовой части с топкой, выполненной в виде камеры сгорания реактивного двигателя, а ее кормовая часть выполнена с щелевыми отверстиями.

Кроме того, платформы для самолетов выполнены из пружинистой стали и снабжены покрышками с камерами со сжатым воздухом, установленными между брусьями под платформой по ее контуру и подключенными через трубку с вентилем к источнику сжатого воздуха, при этом на платформе образовано гнездо для самолетов амортизированными подушками из эластичного материала и установлено два домкрата для подъема носовой части самолета перед взлетом, а площадка лифта выполнена сдвоенной и включает в себя верхнюю и нижнюю части, причем верхняя часть установлена с возможностью ее поворота в горизонтальной плоскости относительно нижней части на угол 45o посредством секторной шестерни и электродвигателя, который при помощи разъемных контактов, установленных на нижней части площадки лифта и в шахте лифта на уровне полетной палубы, электрически связан с электросетью.

На фиг.1 изображен авианосец, вид сверху; на фиг. 2 то же, вид сбоку; на фиг. 3 сечение А-А на фиг. 1 носовой части авианосца, увеличенной в 4 раза по сравнению с фиг. 1; на фиг. 4 место М на фиг. 3 двигателя и движителя в увеличенном виде; на фиг. 5 сечение Б-Б на фиг. 4; на фиг. 6 - сечение Г-Г на фиг. 4; на фиг. 7 сечение В-В на фиг. 3 нижней части авианосца в увеличенном виде; на фиг. 8 вид спереди авианосца в масштабе фиг. 1; на фиг. 9 сечение Д-Д на фиг. 3 ангара самолетов; на фиг. 10 вид сверху гнезда самолета; на фиг. 11 сечение Е-Е на фиг. 10; на фиг. 12 - сечение Ж-Ж на фиг. 10 левого и правого края гнезда в увеличенном виде по сравнению с фиг. 10; на фиг. 13 сечение З-З на фиг. 10; на фиг. 14 места Н и О на фиг. 13 в увеличенном виде при поднятой носовой части самолета; на фиг. 15 схема движения носовой части авианосца по торсам; на фиг. 16 схема движения газов и воздуха выходящих из трубы 12 на экранодроме; на фиг. 17 - вид сверху трассы и поворотного устройства экранодрома; на фиг. 18 ракетный авианосец, вид сверху; на фиг. 19 сечение И-И кормовой половины авианосца на фиг. 18, увеличенной в 4 раза по сравнению с фиг. 18; на фиг. 20 место П на фиг. 19; на фиг. 21 сечение И-И носовой половины авианосца, увеличенной в 4 раза по сравнению с фиг. 18; на фиг. 22 вид снизу, сбоку и спереди экраноракеты (ЭРК); на фиг. 23 сечение И-И на фиг. 18 экраноракеты в стартовой камере и в ангаре, увеличенное по сравнению с фиг. 18; на фиг. 24 - сечение К-К на фиг. 23; на фиг. 25 сечение Л-Л; на фиг. 25 и место Р, увеличенное в 4 раза.

Авианосец имеет прямоугольный корпус с крышей 1 в виде аэродинамического крыла и дном, составленным из двух передних и двух задних плоскостей 2, наклонных от носа и от кормы к сопловому отверстию 3, а также от середины к бортам, где они соединяются с вертикальными стенками 4. Носовая часть 5 образована соединением передних частей крыши 1 и донных плоскостей 2 с передними рулями высоты 6, являющимися одновременно обтекателями соединения поверхностей 1 и 2.

В кормовой части 7 установлены кормовые рули высоты 8 и курсовые рули 9. В носовой части 5 установлены курсовые рули 10 и двигатели в виде оголовников 11 с прямоточными воздушно-реактивными движителями 12 и воздухозаборными трубами 13, входные отверстия которых образованы широкой щелью 14, разделенной на отсеки по числу воздушно-реактивных движителей 12, концы которых установлены в сопловой части 3 вторичного прямоточного воздушно-реактивного движителя 15, образованного донными плоскостями 2, бортовыми стенками 4 и земно-, водной, ледяной или снежной поверхностью. При этом на расстоянии 3/4 7/8 от входного отверстия поддонного пространства его отверстие равно входному отверстию поддонного пространства, а выходное отверстие поддонного пространства имеет большую площадь, чем входное из расчета, чтобы выходящий из него воздух и газы имели бы давление, равное атмосферному, т.е. избыточное давление, равное нулю. Такое условие буде удовлетворено, если отношение площадей входного и выходного отверстий будет равно отношению объемов воздуха, входящего в входное отверстие к объему воздуха и газов, выходящих из выходного отверстия в единицу времени.

От воздухозаборных труб 13 отходят воздухозаборные трубы 17 компрессоров 18. Один из компрессоров 18 снабжает сжатым воздухом 10 20 оголовников 11. Задние концы воздухозаборных труб 13 вставлены в концы (передние) труб воздушно-реактивных движителей 12 с кольцевым отверстием 19, имеющим сопловое сужение более широкое в нижней части и более узкое в верхней части.

Труба 12 конусная с меньшим диаметром в передней части в сопловом сужении отверстия 19 и большим диаметром у своего заднего конца.

Кольцевое отверстие 19 соединено с газоводом 20 и камерой сгорания 21 оголовника 11, выполненной в виде сферы из жаропрочного материала 22, отделенного от корпуса оголовника 11 термоизолирующей прокладкой 23 (обозначенной крестообразной штриховкой).

Центральную часть оголовника 11 опоясывают камеры 24 для сжатого воздуха, образованные концентрическими сферическими поверхностями и радиальными поясами 25, соединяющими эти поверхности. Камеры 24 имеют с наружной стороны термоизолирующую прокладку 26, уменьшающую тепловые потери камер 24.

В верхней части оголовника 11, противоположной газоводу 20, все камеры 24 соединяются камерой 27, образованной продолжением сферических поверхностей камер 24.

Камера сгорания 21 соединена радиальными конусными трубками 28 с камерами 24 для сжатого воздуха. В противоположной части камеры 21 газоводу 20 установлена форсунка 29, периодически впрыскивающая в камеру 21 дизельное топливо, которое поступает по патрубку 30 от топливного насоса. Патрубок 30 проходит к форсунке 29 через центральную часть камеры 27 и патрубок 31, соединяющий камеру 27 с компрессором 18.

Камера 21 имеет электросвечи, используемые для запуска оголовника 11, когда патрубок 30 подключается к бачку с бензином (не показан).

Газовод 20 и трубы 12 реактивных движителей имеют термоизолирующее покрытие поверхностей, соприкасающихся с раскаленными газами, которые выходят из камеры 21.

Оси всех труб 12 и 13 прямоточных реактивных движителей имеют направления, пересекающиеся на продолжении осевой поверхности авианосца, на удалении от его кормовой части 7, равном половине длины авианосца.

Вертикальные стенки 4 заканчиваются полозьями 32, через которые проходят камеры 33. Камера 33 проходит вдоль всего полоза 32 от камеры сгорания топлива реактивного двигателя, имеющего устройство, аналогичное оголовнику 11, установленного в носовой части каждого полоза, до щелевого отверстия в конце полоза 32. Камеры 33 предназначены для разогрева полозьев 32 с целью улучшения их скольжения по льду и снегу в колеях 34 и по торосам.

На капитанском мостике 35 установлены система управления авианосцем, навигационное оборудование, радиолокатор, радиостанция, телефон, сирена, сигнальные огни. На кормовой и носовой частях дна установлены датчики высоты 36. На носовой части дна установлены доплеровские датчики скорости 37 относительно поверхности, над которой движется авианосец.

На бортовых сторонах верха крыши, являющейся полетной палубой авианосца, сооружены посты 38 радиолокационной разведки, управления взлетом, посадкой самолетов и вертолетов и радиосвязи с ними. На полетную палубу выходят два ряда шахт 39 лифтов с площадками 40, на которых самолеты 41 в гнездах на платформах 42 поднимают на полетную палубу из ангара, оборудованных на палубах 43.

Гнездо самолета 41 (фиг. 10) представляет собой платформу 42 с амортизационными подушками 44, установленными под фюзеляжем и крыльями самолета 41. Платформа 42 соединена с опорным контуром брусьев 45, в которых установлена покрышка 46 с камерами 47, надутыми сжатым воздухом. Покрышка 46 оконтуривает пространство 48, образованное между полом палубы 43 или площадки 40 и платформой 42, в которое через шланг, подключаемый к трубке 49 с вентилем, подается сжатый воздух, создающий воздушную подушку под платформой 42. Воздушная подушка воспринимает на себя почти все давление платформы 42 и позволяет с минимальным усилием перемещать ее по палубе 43 на площадку 40 и в обратном направлении с помощью электролебедки, установленной на палубе 43, и троса, подсоединяемого к платформе 42. На фиг. 9 стрелками показано направление перемещения платформы 42 на палубе 43 с площадки 40 и на площадку 40 при транспортировке самолета с полетой палубы после посадки в гнездо платформы 42 и в обратном направлении для взлета с платформы 42.

Для предотвращения утечки воздуха из воздушной подушки зазор между палубой 43 и верхней площадкой 40 перекрывают заслонкой 50, шарнирно установленной на краю палубы 43 у шахты 39. Амортизационные подушки 44, выполненные из эластичного материала, амортизирую посадку самолета и фиксируют его положение на платформе 42. При посадке самолета роль амортизатора выполняют также камеры 45 с покрышками 46 и сама платформа 42, выполненная из листа пружинистой стали, применяемой для изготовления рессор.

Верхняя площадка 40 после подъема до полетной палубы 1 замкнет контакты 51 электроцепи электродвигателя 52, который с помощью секторной шестерни 53 и оси 54 повернет на 45o верхнюю площадку 40 (фиг. 11), установленную на роликовых подшипниках 55, в положение, при котором продольная ось самолета 41 займет направление, параллельное направлению движения авианосца. При этом верхняя часть платформы 40 своими углами установится на уступы 56 шахты 39.

На носовой и кормовой частях полетной палубы 1 расположены вертолетные площадки 57 с шахтами 58 и лифтами, на которых вертолеты из ангаров 59 доставляются на полетную палубу, а также шахты 60 ракетных установок.

Для служебных целей имеются также грузовые и пассажирские лифты 61 от поддонного пространства до полетной палубы 1. В нижней части авианосца размещены танки (цистерны) 62 для топлива двигателей авианосца, самолетов, вертолетов, а также складские помещения и мастерские 63.

Самолеты 41 закрепляются на платформе 42 замковыми крюками 64 в носовой и 65 в хвостовой части самолета 41, которые заходят за скобы 66 и 67, установленные на штоке поршня 68 масляного домкрата 69 и на платформе 42. Два крюка 64 установлены по бокам фюзеляжа самолета и соединяются с двумя штоками поршней 68 двух масляных домкратов 69, приводимых в действие одним масляным насосом с электродвигателем 70. На фиг. 14 показан самолет 41, приподнятый масляными домкратами 69 для взлета, который произойдет при включении реактивного двигателя на полную мощность.

Авианосец начинает и заканчивает маршрут движения на ледяных колеях 34 экранодрома. На стартовой части экранодрома между колеями 34 установлены упорные щиты 71 таких размеров, что они перекрывают собой поддонное пространство авианосца в его сопловой части между колеями 34. При этом верхние и боковые части щитов выполнены из тонких и эластичных пластин, скользящих по той части поверхности авианосца, которой они касаются.

Экранодром устраивают на возвышенности с пологим спуском (подъемом), оборудовании колеями с ледяной поверхностью. При относительной высоте экранодрома в 200 м в конце плавного спуска протяженностью 10 км авианосец при включении всех его двигателей может достичь скорости, достаточной для запуска с него самолетов. При этом только за счет снижения трассы на 200 м авианосец получит приращение скорости в 224 км/ч. Во время полета по такой трассе на экранодром авианосец только за счет подъема к экранодрому на 200 м снизит скорость на 224 км/ч.

Трасса движения авианосца может проходить через возвышенности до 500 м и оканчиваться на экранодромах с относительной высотой до 600 м с плавным подъемом и спуском. На всем протяжении трасса оборудована колеями и ориентирами в виде световых фонарей 72 и радиолокационных уголковых отражателей 73, установленных по оси трассы через 300-500 м на прямолинейных участках и через вдвое меньшее расстояние на поворотах. При этом на поворотах внешняя колея трассы устанавливается выше внутренней колеи. На естественных равнинных участках тундры и водоемов, не имеющих препятствий для движения (полета) авианосца по сторонам до 400 м от осевой линии трассы, колеи можно не создавать, но ось трассы обозначать световыми и радиолокационными ориентирами.

Подготовка авианосца к старту состоит в проверке его креплений к причальным тумбам экранодрома, к запуску компрессоров 18, к запуску двигателей 11 на рейсовый режим, к запуску прогревателей полозьев, к освобождению замковых устройств от троссов, крепящих авианосец к тумбам экранодрома. При этом передние и задние рули 6 и 8 высоты опускают в такой мере, что они будут проходить под упорными щитами с необходимым зазором. В результате этого под дном авианосца образуется воздушная подушка, уменьшающая в несколько раз давление полозьев на ледовые колеи, а разогрев полозьев до минимума силы их трения о ледяную поверхность колеи. Старт авианосец производит включением всех двигателей на формированный режим работы и постепенным подъемом рулей высоты до горизонтального положения.

В своей нижней части трасса может иметь плавный поворот, соответствующий по своим характеристикам той скорости, которую уже приобретает авианосец перед входом в этот поворот. При входе в поворот выключаются двигатели 11, установленные на внутренней по отношению к повороту половине дна авианосца, а на внешней половине дна авианосца двигатели переключаются с рейсового режима на формированный режим. Одновременно поворачиваются в соответствующее направление носовой 10 и кормовой 9 рули курса. Кроме того, в соответствии с боковым наклоном трассы в сторону поворота, внешнему носовому и кормовому рулям придаются большие углы наклона возвышения и понижения, чем рулям высоты, расположенными с внутренней стороны поворота, что придает авианосцу наклон в сторону поворота, соответствующей наклону в эту сторону трассы, и уравновешивание давление полозьев на колеи трассы. На трассе вход в поворот и выход из него обозначаются сменой цвета сигнальных фонарей и более частой установкой отражателей на повороте трассы.

Поворот авианосца на экранодроме производится на поворотном устройстве (фиг.17), имеющим конусную поверхность, к которой походит колея 34, с вершиной в виде тумбы 75. К тросам 76, закрепленными на кольце 77, подсоединяют борт авианосца и включают двигатели, установленные на авианосце от его оси до внешней окружности поворота. При повороте по конусной поверхности 74 будут скользить только полозья 321 средней части авианосца, а носовые и кормовые части полозьев 32 будут проходить над этой поверхностью.

Наиболее экономичен способ движения авианосца по ледяным полям Ледовитого океана будет при скольжении его полозьев 32 с давлением не более 10% тяжести АК через полозья на лед с торосами до 2 м высоты, выполняющих роль опорных щитов. На фиг.15 показано движение авианосца по торосам 78 высотой 3,5 м (торосы большей высоты не встречаются), в процессе которого полозья 32 разрушают верхушки торосов в 1,0 1,5 м высоты, которые заполняют большую часть промежутков между основаниями торосов, в результате прекращается утечка воздуха под полозьями 32 и существенно повышается давление воздуха и газов, выходящих из труб 12, их торможением торосами. Увеличение силы тяги при таком движении авианосца будет больше, чем сила сопротивления верхушек торосов разрушающему воздействию на них полозьев 32, которые будут проходить выше основания торосов на 1,5 2,0 м по их разрушенным верхушкам. При этом верхушки торосов не будут задевать за дно авианосца и трубы 12. Прогревом полозьев 32 с помощью горячих газов, проходящих через камеру 33, достигаются микроводная смазка из расплавленного льда и хорошее скольжение полозьев при любом морозе по разрушенным верхушкам торосов.

Торможение авианосца производят выключением всех двигателей, наклоном рулей высоты и поворотом правого и левого рулей курса во взаимно противоположных направлениях на предельно допустимые углы. Для экстренного торможения (аварийного) дополнительно выбрасываются катапультированием (пороховым зарядом) тормозные парашюты из люков 79 (подобные тормозному парашюту, используемому для торможения самолетов при посадке на морской авианосец), а из носовой части авианосца под полозья 32 высыпается струя песка.

Ракетный авианосец является одним из вариантов усиления вооружения авианосца за счет размещения на нем боевых ракет.

Шахты 81 и ракеты 82 имеют все устройства, обеспечивающие их боковое применение, подобные устройствам таких шахт и ракет наземного базирования. Эти устройства и помещения для работы и бытовых нужд боевого расчет а ракет 82 расположенных на палубах 83 с лифтами 61. Шахты 81 имеют газовод 841, перекрытый подпружиненной дверцей 85, в поддонное пространство 3, которая открывается под давлением газов реактивных двигателей ракеты 82 в момент их включения.

Ракета имеет фюзеляж 86, оснащенный устройствами, аналогичными устройствами крылатой ракеты.

Фюзеляж 86 соединен с крыльями 87 с помощью упругой пластины 88 из пружинистой стали, позволяющих для экономии места в ангаре и в пусковой камере прижимать нижние плоскости крыльев 87 к боковым плоскостям фюзеляжа 86. Крыло 87 оканчивается элероном 89, являющимся рулем высоты. С нижней плоскостью крыла 87 соединена перпендикулярная ей пластина 90, оканчивающаяся рулем курса 91.

Более 100 ракет установлены в двухпалубном ангаре 91 с четырьмя пусковыми камерами 92. Пусковая камера отделяется от ангара 91 заслонкой 93 после того, как в нее электрокаром вдвигается ракета 94, установленная на платформе 95, имеющей устройство, аналогичное устройству платформы 42 на воздушной подушке. При этом в пространство 48 платформы 95 сжатый воздух подается от компрессора, установленного на электрокаре.

Ракета 94 установлена на платформе 95 с крыльями 87, прижатыми к боковым стенкам фюзеляжа 86 с помощью двух скоб 96, которые снимаются (смещаются в кормовую часть ракеты 94) во время ее вдвигания в пусковую камеру 92. При этом крылья 87 удерживаются в сложенном положении рельсами 97 стенок 98 камеры 92. В момент выхода ракеты 94 из камеры 92 крылья 87 освобождаются от сжимающего их давления рельсов 97 под воздействием упругих пластин 88 занимают горизонтальное положение и ракета 94 начинает свой полет до цели. В момент запуска двигателя ракеты 94 открывается заслонка 99, перекрывающая отверстие в боковой стенке 4, через которое выходят газы работающего двигателя. После выхода ракеты 94 из камеры 92 заслонка 99 перекрывает отверстие в боковой стенке 4, а заслонка 100 отверстие стартовой камеры 92 в передней части крыши 1.

По краям крыши 1 ракетного авианосца установлены пусковые установки 60 зенитных управляемых ракет типа "Кинжал", а по ее боковым стенкам 4 - артиллерийские, минометные и ракетные системы (не показаны), предназначенные для защиты ракетного авианосца от десантных войск противника. В кормовой части ракетного авианосца размещены палубы 101 для десантных войск и ангар 102 для крупногабаритного вооружения, которое своим ходом или с помощью буксира поднимается в ангар по наклонному трапу-аппарели 103, являющемуся частью плоскости дна 2, опускаемого в сторону кормового отверстия поддонного пространства 3 на время погрузки десантных войск, машин, боеприпасов, снаряжения и других грузов.

Формула изобретения

1. Авианосец, содержащий корпус, выполненный в виде аэродинамического крыла, размещенные в нем двигатели, танки для топлива, ангары для самолетов, лифты для подъема самолетов из ангаров на полетную палубу и посты управления полетами самолетов, отличающийся тем, что двигатели установлены в носовой части авианосца и каждый из них выполнен реактивным в виде оголовника со сферической камерой сгорания, соединенного с компрессором для подачи в него сжатого воздуха, с топливным насосом для подачи топлива в камеру сгорания и с газоотводом для отвода продуктов сгоревшего топлива в кольцевое отверстие прямоточного воздушно-реактивного движителя, который через трубу сообщен с сопловой частью, выполненной в днище авианосца, для подачи в нее воздушно-газовой смеси под давлением, а корпус авианосца выполнен с поддонным пространством для его аэродинамического подъема, образованным донными наклонными плоскостями, пересекающимися в сопловой части, бортовыми стенками с полозьями, снабженными камерами и топками для их прогрева, причем ангары для самолетов выполнены многоэтажными, а лифты оборудованы площадками дял подъема платформ с самолетами, оборудованных амортизационными подушками, на полетную палубу, при этом на авианосце установлены шахты с ракетными комплексами, носовые и кормовые рули высоты.

2. Авианосец по п.1, отличающийся тем, что оголовник каждого реактивного двигателя выполнен сферическим, а сферическая камера сгорания размещена в центральной части оголовника и изготовлена из жаропрочного материала, на наружной поверхности которого установлена термоизолирующая прокладка, при этом вокруг камеры сгорания сферическими поверхностями и радиальными поясами, соединяющими эти поверхности, образованы камеры для сжатого воздуха с термоизолирующей прокладкой на их наружной поверхности, сообщенные коническими трубками с камерой сгорания, в которой установлены форсунки для впрыскивания топлива и электросвечи его зажигания.

3. Авианосец по пп.1 и 2, отличающийся тем, что каждый прямоточный воздушно-реактивный движитель включает в себя воздухозаборную трубу, верхний конец которой размещен в носовой части крыши авианосца, а нижний вставлен с кольцевым зазором в трубу, сообщенную одним концом с сопловой частью поддонного пространства, а другим с газоотводом реактивного двигателя, причем последняя выполнена конусообразной с меньшим диаметром у кольцевого зазора и с большим у сопловой части поддонного пространства, а кольцевой зазор имеет сопловое сужение и расширение к концу воздухозаборной трубы.

4. Авианосец по пп.1 3, отличающийся тем, что плоскости дна, ограничивающие верхнюю часть поддонного пространства, наклонены от сопловой части этого пространства вверх к носу и корме, а от середины дна вниз к бортовым стенкам, причем носовое отверстие поддонного пространства, образованного донными плоскостями, бортовыми стенками и опорной поверхностью, меньше кормового отверстия и эти отверстия ограничены носовыми и кормовыми рулями высоты.

5. Авианосец по пп.1 4, отличающийся тем, что камера каждого из полозьев выполнена по всей его длине и сообщена в носовой части с топкой, выполненной в виде камеры сгорания реактивного двигателя, а ее кормовая часть выполнена с щелевыми отверстиями.

6. Авианосец по пп.1 5, отличающийся тем, что платформы для самолетов выполнены из пружинистой стали и снабжены покрышками с камерами со сжатым воздухом, установленными между брусьями под платформой по ее контуру и подключенными через трубку с вентилем к источнику сжатого воздуха, при этом на платформе образовано гнездо для самолетов амортизированными подушками из эластичного материала и установлены два домкрата для подъема носовой части самолета перед взлетом, а площадка лифта выполнена сдвоенной и включает в себя верхнюю и нижнюю части, причем верхняя часть установлена с возможностью ее поворота в горизонтальной плоскости относительно нижней части на угол 45o посредством секторной шестерни и электродвигателя, который при помощи разъемных контактов, установленных на нижней части площадки лифта и в шахте лифта на уровне полетной палубы, электрически связан с электросетью.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17, Рисунок 18, Рисунок 19, Рисунок 20, Рисунок 21, Рисунок 22, Рисунок 23, Рисунок 24, Рисунок 25



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к судостроению , а именно к гидрореактивным движителям для судна

Изобретение относится к судостроению , а именно к прямоточным гидрореактивным судовым двигателям

Изобретение относится к судостроению, а именно - к судовым гидрореактивным движителям

Изобретение относится к морскому авианесущему транспорту и касается устройств плавучей площадки для взлета и посадки пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов на водных коммуникациях

Изобретение относится к судостроению, аэронавтике и космонавтике, и касается создания конструкции трехкорпусного авианесущего судна для технического обслуживания и мобильного базирования преимущественно спасательных воздушно-космических летательных аппаратов многоразового использования (ВКЛАМИ)

Изобретение относится к судостроению, в частности к конструкции авианосцев

Изобретение относится к области военных кораблей

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к электромагнитному аэрофинишеру

Изобретение относится к авиационной технике и касается устройств и механизмов для обеспечения взлета и посадки летательных аппаратов, может быть использовано для оборудования укороченных взлетных и посадочных полос авианосцев. Взлетно-посадочный комплекс авианесущего корабля содержит катапульту и/или авиафинишер, работа которых основана на усилии, по крайней мере, одного подводного парашюта. Распределение усилия парашютов по потребителям обеспечивается либо не обеспечивается барабанно-распределительным механизмом. Обеспечивается возможность использования силового устройства для аэрофинишера и катапульты, улучшаются условия их эксплуатации. 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для оборудования укороченных взлетных и посадочных полос наземных аэродромов и авианосцев. Взлетно-посадочный комплекс с универсальным силовым устройством для обеспечения работы катапульты и/или аэрофинишера содержит, по крайней мере, один рабочий цилиндр, внутри которого установлен поршень, челнок с крюком, устройства управления, систему питания рабочей средой, включающую генератор и/или аккумулятор рабочей среды, палубное приемное устройство аэрофинишера, взлетный трамплин, сигнальные огни оптической системы посадки. Комплекс содержит, по крайней мере, один рабочий цилиндр, по крайней мере, с одной торцевой крышкой, внутри рабочего цилиндра установлен поршень одностороннего или двухстороннего действия, оборудованный, по крайней мере, с одной стороны силовым тросом; барабанно-распределительный механизм с тросо-шкивной системой; аккумулятор рабочей среды системы питания рабочей средой оборудован подвижным подпорным поршнем двухстороннего действия или аккумулятор не оборудован подпорным поршнем. Взлетный трамплин оборудован катапультой или не оборудован. Кормовой и/или боковой борт корабля оборудован, по крайней мере, одной стрелой приемного устройства с механизмом регулирования угла наклона к посадочной полосе. Стрела оборудована направляющими для движения каретки, на которой установлен створ с U- или V-образным расположением балок. Верхняя часть балок оборудована приемным тросом. Штанга крюка летательного аппарата выполнена с возможностью удлинения. Крюк оборудован роликом или не оборудован. Обеспечивается возможность использования одного универсального силового устройства с уменьшенными весогабаритными характеристиками для катапульты и/или аэрофинишера. 24 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области судов или плавучих средств, а более конкретно к авианосцам. Морской мобильный аэродромный комплекс состоит из конструктивно соединенных между собой модулей, которые способны соединятся вместе на море в единую конструкцию с образованием взлетно-посадочной полосы и площадки для обслуживания самолетов. При этом используются железобетонные водоизмещающие понтоны. В качестве соединительного элемента понтонов используются троса (канаты). Понтон конструктивно состоит из наружного корпуса, основных поперечных переборок, которые образуют водонепроницаемый объем. В корпусе понтона располагаются «легкие» палубы и переборки, которые образуют помещения. Вдоль корпуса понтона проходят каналы позволяющие соединять понтоны между собой посредством тросов в единую конструкцию. Средства обеспечения движения платформы могут состоять из поворотных в вертикальной плоскости консолей (аутригеров), в которых размещаются поворотные в горизонтальной плоскости гребные электродвигатели. Достигается технология создания крупного плавучего мобильного сооружения с габаритами, необходимыми для обеспечения базирования летательных аппаратов сухопутного базирования. 6 ил.

Изобретение относится к подводному кораблестроению и может быть использовано преимущественно для атомных подводных лодок. Предложен подводный авианосец, содержащий соединенные параллельно между собой модули, в том числе два двигательных модуля, всего выполнено четыре модуля, при этом третий модуль установлен между двигательными модулями, выполнен авианесущим и содержит взлетную палубу и индуктивную катушку, выполненную концентрично прочному корпусу, под ним выполнен модуль-ангар для самолетов, при этом передняя и задняя оконечности авианесущего модуля выполнены с закрывающимися отверстиями для взлета и посадки. Технический результат заключается в повышении боевых возможностей подводного корабля. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к подводному кораблестроению и может быть использовано преимущественно при строительстве атомных подводных лодок. Подводный авианосец содержит соединённые параллельно между собой три модуля, в том числе два двигательных модуля с гребными валами. Средний модуль выполнен авианесущим и содержит взлётную палубу и выполненный под ней ангар для самолётов. Передняя и задняя оконечность авианесущего модуля выполнены с закрывающимися отверстиями для взлёта и посадки. Авианесущий модуль может быть выполнен с возвышением относительно двигательных модулей. На взлетной палубе может быть выполнен по меньшей мере один люк, под которым установлен лифт. Достигается увеличение боевых возможностей подводной лодки. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к судостроению, в частности к конструкции авианосца

Наверх